Reporte XFLR 5
Enviado por Emmanuel Felix E • 12 de Marzo de 2021 • Trabajo • 1.115 Palabras (5 Páginas) • 85 Visitas
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Reporte XFLR 5
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AERODINÁMICA
30 de noviembre de 2020
Durante este reporte estaremos haciendo ciertos análisis con base en las pruebas con el programa XFLR5, para poder simular ciertas situaciones para nuestro planeador con determinados perfiles alares con diferentes funciones.
El diseño de vehículos no es muy diferente que el desarrollo de herramientas u otras máquinas, en el sentido de que se debe alinear a las necesidades o funciones que se le hayan otorgado y que tenga que superar. Ninguna aeronave es “buena en todo”, tienen una tarea especial que desempeñar, y es particularmente importante recordar esto pues implica sacrificar desempeño en otras áreas; así como un helicóptero puede despegar y aterrizar verticalmente pero no avanzar a grandes velocidades, contrario a cómo opera un avión de ala fija. Este es el enfoque que se le da al presente reporte, donde las restricciones dictaron la forma del planeador, ofreciendo al alumno un acercamiento práctico al principio de diseño mencionado anteriormente.
El análisis será de los siguientes perfiles:
P1 S2046 Clean | [pic 3] |
P2 S2046 8° Flap | [pic 4] |
P3 S2046 10° Flap | [pic 5] |
P4 S2046 23° Flap | [pic 6] |
P5 NACA 0007 | [pic 7] |
Estos perfiles son los que utilizaremos para realizar nuestro planeador.
En XFoil Direct Analysis se inició con un Batch Analysis de los tres perfiles alares que fuera desde un número de Reynolds de 20,000 hasta 222,000 con incrementos de 10,000; y variando el ángulo de ataque desde -20° hasta 25°, para evitar un análisis incompleto. Sin embargo, debido a las exigencias del diseño producidas por el requerimiento de masa y sustentación, fue necesario hacer un segundo análisis que cubriera números de Reynolds desde 250,000 hasta 400,000 con incrementos de 50,000. Los errores de convergencia fueron ignorados; no parecen ser significativos para el análisis del planeador, y resolverlos todos sería demasiado tardado, no sólo por la gran cantidad de análisis realizados, sino también por la naturaleza de estos errores; aparecen en distintas partes en cada análisis, necesitando ser resueltos individualmente o con cambios a las condiciones del cálculo.
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Cl vs Alpha
Aquí en está gráfica se analizan las variables antes mencionadas para obtener la relación del coeficiente de sustentación con el grado de ángulo de ataque. Debido a que es una aeronave de vuelo libre y no genera empuje tenemos que tener buena sustentación en las alas. Podemos observar que los perfiles que nos da más fuerza serían los S204 clean y flapped con sus diversos ángulos ya que son asimétricos y se apoyan más en el principio de Bernoulli gracias a la diferencia de presiones.
La mayor sustentación se proporciona cuando el ángulo de ataque de la nave es de 10°, lo cual es algo que podemos mejorar ya que entre mayor la sustentación y menor el ángulo de ataque tenemos mejor eficiencia aerodinámica.
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Cl/Cd vs Alpha (eficiencia)
Aquí mostramos lo que viene siendo la relación del coeficiente de sustentación con el coeficiente de arrastre o dicho de otra forma la eficiencia aerodinámica. Entre más alto sea el punto en la gráfica que mayor es la sustentación y menor es el arrastre con respecto al ángulo de ataque del aeroplano. Aquí vemos que la mejor eficiencia la tenemos a un ángulo de 2°- 3° lo cual para un aeroplano es algo aceptable ya que es una aeronave de vuelo libre y no hay desperdicio de combustible. Después de definir nuestros perfiles, diseñamos el aeroplano preliminar.
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