Una superficie de sustentación (en inglés americano, o el perfil aerodinámico en inglés británico ) es la forma de un ala o lámina (de un propulsor, el rotor o la turbina ) o la vela según lo visto en la sección representativa.

Una superficie de sustentación formó el cuerpo movido a través de un líquido produce un perpendicular de la fuerza al movimiento llamado la elevación . Las superficies de sustentación subsónicas del vuelo tienen una forma característica con un borde delantero redondeado, seguido por un borde de fuga/posterior agudo, a menudo con la comba asimétrica . Las superficies de sustentación diseñadas con agua como el fluido operante también se llaman los hidrodeslizadores .

Introducción

alas de s de los aviones un de ala fija las ', el horizontal, y los estabilizadores verticales se construyen con secciones representativas superficie de sustentación-shaped, al igual que las láminas de rotor del helicóptero . Las superficies de sustentación también se encuentran en propulsores, los ventiladores, los compresores y las turbinas. Las velas son también superficies de sustentación, y las superficies subacuáticas de barcos de vela, tales como el Centerboard y quilla, son similares en la sección representativa y funcionan encendido los mismos principios que las superficies de sustentación. Las criaturas de la natación y del vuelo e incluso muchas plantas y organismos sésiles emplean las superficies de sustentación; los ejemplos comunes que son alas del pájaro, los cuerpos de pescados, y la forma de los dólares de arena un ala superficie de sustentación-shaped pueden crear el Downforce en el automóvil o el otro vehículo de motor, mejorando la tracción .

Mientras que cualquier objeto con un ángulo de ataque en un líquido móvil, tal como una placa plana, un edificio, o la cubierta de un puente, generará un perpendicular de la fuerza aerodinámica al flujo llamado elevación, las superficies de sustentación son formas de elevación más eficientes, capaces de generar más elevación (hasta un punto), y de generar la elevación con menos fricción .

Una curva de la elevación y de la fricción obtenida en la prueba del túnel de viento se demuestra a la derecha. La curva representa una superficie de sustentación con una comba positiva así que una cierta elevación se produce en el ángulo de ataque cero. Con ángulo de ataque creciente, levantar los aumentos en una relación áspero linear, llamada la cuesta del de la curva de la elevación. Aproximadamente dieciocho grados que esta superficie de sustentación atasca y la elevación se cae rápidamente más allá de ésa. La fricción es lo menos a un ángulo negativo leve para esta superficie de sustentación particular, y aumenta rápido con ángulos más altos.

El diseño de la superficie de sustentación es una faceta importante de la aerodinámica . Las varias superficies de sustentación sirven diversos regímenes de vuelo. Las superficies de sustentación asimétricas pueden generar la elevación en el ángulo de ataque cero, mientras que una superficie de sustentación simétrica puede mejorar vuelo invertido frecuente del juego como en un aeroplano aeroacrobacia . Las superficies de sustentación supersónicas son mucho más angulares en forma y pueden tener un borde delantero muy agudo. Una superficie de sustentación supercrítica, con su comba baja, reduce divergencia transónica de la fricción . Los dispositivos, las aletas y a veces los listones high-lift movibles, se caben a las superficies de sustentación en casi cada avión.

Los esquemas se han ideado para describir el &mdash de las superficies de sustentación; un ejemplo es el sistema NACA. Los varios sistemas de nombramiento ad hoc también se utilizan. Un ejemplo de una superficie de sustentación de fines generales que encuentre el uso amplio, y precede el sistema de NACA, es el Clark-y . Hoy, las superficies de sustentación se diseñan para las funciones específicas usar programas inversos del diseño tales como PROFIL y XFOIL. Las alas de aviones modernas pueden tener diversas secciones del ala a lo largo del palmo de ala, cada uno optimizado para las condiciones en cada sección del ala.

Terminología de la superficie de sustentación

Los varios términos relacionados con las superficies de sustentación se definen abajo:

la línea de la comba del medio del es una línea dibujada a mitad de la distancia entre las superficies superiores y más bajas.
La línea del acorde del es una línea recta que conecta los bordes principales y de fuga/posterior de la superficie de sustentación, en los extremos de la línea mala de la comba.
El acorde del es la longitud de la línea del acorde y es la dimensión característica de la sección del ala.
El grueso máximo del y la localización del grueso máximo se expresan como porcentaje del acorde.
Para la línea mala de la comba del simétrico de los perfiles aerodinámicos y la línea del acorde del pasar del centro de gravedad del perfil aerodinámico y tocan en el borde principal y de fuga/posterior del perfil aerodinámico.

Teoría fina de la superficie de sustentación

Una teoría matemática simple (es decir con el palmo infinito) de superficies de sustentación finas de dos dimensiones fue ideada por el Luis Prandtl y otros en los años 20 .

Se modela la superficie de sustentación como una significar-línea de elevación fina (línea de la comba). La significar-línea, y (x), se considera producir una distribución del $\backslash \; de\; lagamma(s)$ a lo largo de la línea, S. Por la condición de Kutta, la vorticidad es cero en el borde de fuga/posterior. Puesto que la superficie de sustentación es fina, x (posición del acorde) se puede utilizar en vez de s, y de todos los ángulos se puede aproximar como pequeño.

De la ley de Biot-Savart, esta vorticidad produce un campo de flujo $w$ donde

$w\; (x)\; =\; \backslash \; frac\; \{1\}\; \{(2\; \backslash \; pi)\}\; \backslash \; int\_\; \{0\}\; ^\; \{\}\; \backslash \; frac\; de\; c\; \{\backslash \; gamma\; (x\text{'})\}\; \{(dx\text{'}$ del x-x')}

donde está x se produce la localización en la cual indujo velocidad, x es la localización del elemento del vórtice produciendo la velocidad y c es la longitud de acorde de la superficie de sustentación.

Puesto que hay normal del caudal nulo a la superficie curvada de la superficie de sustentación, w (x) los balances que del componente del flujo principal V que está localmente normal a la placa - el flujo principal localmente son inclinados a la placa por un $\backslash \; una\; alfa\; del\; ángulo\; -\; dy/dx$. (\ alfa - dy/dx) = w (x) = \ frac {1} {(2 \ pi)} \ int_ {0} ^ {} \ frac de c {\ gamma (x')} {(dx' del x-x')}

Esta ecuación integral puede cerca solucionado para el $\backslash \; la\; gamma\; (x)$, después de substituir x cerca

$\backslash \; x\; =\; c\; (1\; -\; lechuga\; romana\; (\backslash \; theta))/2$,

como una serie de Fourier En el pecado del $A\_n\; (n\; \backslash \; theta)$ con un término modificado $A\_0\; (1+cos\; del\; plomo\; (\backslash \; theta))\; /sin\; (\backslash \; theta)$

Eso es $\backslash \; frac\; \{\backslash \; gamma\; (\backslash \; theta)\}\; \{(2V)\}\; =\; A\_0\; \backslash \; frac\; \{(1+cos\; (\backslash \; theta))\}\; \{pecado\; (\backslash \; theta)\}\; +\; \backslash \; suma\; A\_n.pecado(n\; \backslash \; theta))$

(Estos términos se conocen como el integral de Glauert ).

Los coeficientes se dan cerca $A\_0\; =\; \backslash \; -\; \backslash \; frac\; \{1\}\; \{\backslash \; pi\}\; \backslash \; ^\; de\; la\; alfa\; del\; int\_\; \{0\}\; \{\backslash \; pi\}\; ((dy/dx).\; d\; \backslash \; theta$

y = \ frac {2} {\ pi} \ ^ del int_ {0} {\ pi} lechuga romana (n \ theta) (dy/dx) del $A\_n.\; d\; \backslash \; theta$

Por el teorema de Kutta-Joukowski, la fuerza de elevación total F es proporcional a

$\backslash \; rho\; V\; \backslash \; int\_\; \{0\}\; ^\; \{\}\; de\; c\; \backslash \; gamma\; (x).\; dx$

y su momento M sobre el borde delantero a 0} ^ del $\backslash \; de\; rho\; V\; \backslash \; int\_\; \{\{c\}\; X.\; dx$

El coeficiente calculado de la elevación depende solamente de los primeros dos términos de la serie de Fourier, Como

$\backslash \; C\_L\; =\; 2\; \backslash \; pi\; (A\_0\; +\; A\_1/2)$

El momento M sobre el borde delantero depende solamente de $A\_0,\; de\; A\_1\; y\; de\; A\_2$, como

$\backslash \; C\_M\; =\; -\; 0.5\; \backslash \; pi\; (A\_0+A\_1-A\_2/2)$

El momento sobre el punto del acorde de 1/4 será así,

$\backslash \; C\_M\; (1/4c)\; =\; -\; \backslash \; pi\; /4\; (A\_1\; -\; A\_2)$.

De esto sigue que el centro de la elevación está detrás del punto 0.25 c del “cuarto-acorde”, cerca

$\backslash \; \backslash \; =\; \backslash \; pi\; /4\; ((A\_1-A\_2)\; /C\_L)$ del delta x /c

El centro aerodinámico, CA, está en el punto del cuarto-acorde. La CA es donde el momento M del cabeceo el no varía con ángulo de ataque, es decir.

$\backslash \; frac\; \{\backslash \; parcial\; (C\_\; \{M\text{'}\})\}\; \{\backslash \; parcial\; (C\_L)\}\; =\; 0$

Referencia (teoría fina de la superficie de sustentación/del perfil aerodinámico)

de http://www.com/appliedaero/airfoils1/tatderivation.html del

http://www.html

Ver también

Ángulo de ataque
Aquafoil
Aquanator
Ala del control de circulación
Coeficiente de la elevación
Hoja (mecánicos flúidos)
Elevación (fuerza)
Superficie de sustentación NACA
Parafoil
Parada (vuelo)
Superficie de sustentación supercrítica

.

Zenithic

Dolenja vas, Novo mesto

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