Análisis del desempeño aerodinámico de un ala delta a baja velocidad
Juan Carlos Serrano-Rico, Gonzalo G. Moreno-Contreras, Edwin Rúa-Ramírez
Análisis del desempeño aerodinámico de un ala delta a baja velocidad
Revista UIS Ingenierías, vol. 19, núm. 2, 2020
Universidad Industrial de Santander
Juan Carlos Serrano-Rico jcserrano@unipamplona.edu.co
Universidad de Pamplona, Colombia
Gonzalo G. Moreno-Contreras gmoren@unipamplona.edu.co
Universidad de Pamplona, Colombia
Edwin Rúa-Ramírez edwin.rua@usantoto.edu.co
Universidad Santo Tomas, Colombia
Recibido: 26 Noviembre 2019
Aceptado: 13 Febrero 2020
Publicado: 17 Marzo 2020
Resumen: En el presente trabajo se presentan los resultados de la medición experimentales de los coeficientes aerodinámicos de un ala delta, los coeficientes determinados fueron el de sustentación, arrastre y el de momento, adicionalmente se realizó una visualización del comportamiento del fluido que pasa sobre el ala mediante la utilización de humo y de un compuesto liquido de aceite sobre la superficie del ala. Los resultados obtenidos son comparables con modelo teórico de Polhamus y con experimentales presentados en la literatura.
Palabras clave: ala delta, desempeño aerodinámico, visualización de flujo.
Abstract: In the present work, the results of the experimental measurement of the aerodynamic coefficients of a Delta wing are presented, the determined coefficients were the one of lift, drag and the moment, in addition a visualization was made of the behavior of the fluid that passes over the wing by the use of smoke and a liquid oil compound on the surface of the wing. The results obtained are comparable with the theory of Polhamus as well as good agreement with experimental ones presented in the literature.
Keywords: delta wing, flow visualization, aerodynamic performance.
1. Introducción
Las alas delta son utilizadas generalmente para generar sustentación con altos ángulos de ataque y velocidades generalmente del rango supersónico. Adicionalmente, para bajas velocidades el ala delta debe garantizar la sustentación como es el caso del despegue y al aterrizaje de la aeronave para lo cual lo hacen a alto ángulo de ataque [1], [2], [3] establecieron que las características de desempeño aerodinámico del ala delta no varían del rango supersónico para subsónico. [4] estudiaron el flujo alrededor de un ala delta de 65 grados usando un túnel de viento subsónico con el fin de evaluar el desempeño aerodinámico el desempeño aerodinámico, mostrando buena correlación entre el experimento y el resultado numérico.
Cuando una aeronave con ala delta está volando a bajas velocidades y alto ángulo de ataque aparecen dos vórtices rotando en sentido contrario [5], como es mostrado en la Fig. 1, se puede observar el comportamiento del fluido sobre el ala, donde la influencia de los vórtices generados en el borde de ataque sobre la distribución de presión tiene como consecuencia el aumento de la sustentación [6]. Los vórtices generados, que tiene sentido de rotación opuesto, son caracterizados por un flujo en espiral con alto de contenido de energía cinética que pueden transferir a la capa límite posibilitando un aumento del ángulo de ataque sin la pérdida de sustentación, sin embargo trae como consecuencia un aumento en la fuerza de arrastre aerodinámico [7]. La formación de estos vórtices estudiada por [8] presenta un flujo estable y adherido a la superficie con alta simetría para ángulos de ataque menores a 15° y coeficiente de sustentación variando de forma linear con el ángulo de ataque. Para ángulos de ataque 15°≤𝛼≤30° se presenta separación del fluido con simetría de vórtices y con variación no lineal del coeficiente de sustentación con respecto al ángulo de ataque. Para ángulos de ataque mayores a 30° presenta mayor separación del fluido, alta asimetría en la formación de vórtices y variación no leal del coeficiente de sustentación con respecto al ángulo de ataque.
Uno de los primeros en estudiar el desempeño aerodinámico fue Polhamus [9], quién propuso un método para calcular las fuerzas y momentos del ala delta, que explicaba las contribuciones de los vórtices del borde de ataque a través de una analogía de succión de borde de ataque junto con la aplicación de teoría de flujo potencial.
Las características de flujo para un ala delta con un ángulo de barrido 
también fue estudiado numéricamente por [10] para bajos ángulos de ataque, observando la formación de los vórtices un ángulo de ataque de 5°, ya para ángulos de ataque de 10° y 15° observó la aparición de vórtices secundarios, además de las inestabilidades presentes en el fluido. Fenómeno también estudiado numéricamente por [11] pero para un ala delta con ángulo de barrido
y complementado con visualizaciones y mediciones de anemometría Doppler laser, estudio que mostro alta correlación entre lo experimental y lo numérico.
El objetivo fundamental del presente trabajo está en el estudio de las características del flujo sobre un ala delta en régimen subsónico para diferentes ángulos de ataque. El trabajo está dividido en dos partes: en la primera se determinó el desempeño aerodinámico mediante la medición de las fuerzas que actúan sobre el ala y la determinación de los coeficientes de sustentación, arrastre y de momento, en la segunda sección se visualizó el comportamiento del fluido sobre la superficie del ala, esta visualización se realizó de dos formas, con la utilización de humo y con el uso de un compuesto liquido de aceite y dióxido de titanio (TiO2), este último aplicado sobre la superficie del ala.
![Esquema del flujo subsónico sobre una ala delta [5].](553768132011_gf2.png)
Figura 1.
Esquema del flujo subsónico sobre una ala delta [5].
2. Metodología
Este experimento fue realizado en un túnel de viento de baja velocidad de circuito abierto (TAD-2) de la Universidad de São Paulo, el cual tiene una cámara de ensayos de sección transversal de 0.46 x 0.46 m y trabaja con un ventilador axial que cuenta con un regulador de frecuencia en el motor de 40Hz. En este experimento se usó un ala delta con un ángulo de barrido 
, envergadura b = 0.270 m, cuerda c = 0.260 m, área del ala S = 0.0351 m2 y relación de aspecto AR = b2/S = 2.077. En la Fig. 2 se puede observar el montaje del ala delta en el túnel de viento.
Figura 2.
Ala delta en la cámara de ensayos.
Los valores de las condiciones ambientales utilizados en las pruebas fueron: presión barométrica de Pn = 92.4 kPa y temperatura atmosférica de T = 24.8°C, estos valores permiten calcular la densidad del fluido con la Ec. 1.
(1)
Donde R es la constante del aire (R = 287 J/(kg.K)) y la densidad derivada de estos valores es ρ = 1.081 kg/m3.
La viscosidad del aire (μ) se determina mediante la Ec. 2 [12]
(2)
Donde μ0 = 1.741 x 10-5 kg/(m.s) y T0 = 273 K.
Para el monitoramento de la presión dinámica se utilizó un micro manómetro digital modelo 8705 DC-Calc y un tubo de Pitot para las tomas de presión total y estática del fluido en la cámara de pruebas, este se instaló en la parte superior de la sección transversal.
Con la presión dinámica, la velocidad del fluido se puede calcular mediante la Ec. 3, y el número de Reynolds con base en la cuerda del ala delta, se puede calcular con la Ec. 4.
(3)
(4)
De donde se obtiene que Re = 2.711x105.
Como el ala está sujeta a la acción de las fuerzas y momentos debido al paso del fluido, el desempeño aerodinámico de estas se hace mediante el uso de coeficientes adimensionales, tales como el coeficiente de sustentación (CL), el coeficiente de arrastre (CD) y el coeficiente de momento (CM ), los cuales son definidos mediante las Ecs. 5-7
(5)
(6)
(7)
Donde S = b c. La fuerza de sustentación (L) es calculada mediante la Ec. 8, el momento (M) con la Ec. 9 y la fuerza de arrastre (D) es dada por el balance aerodinámico mostrado en la Fig. 3. Los valores de AFT (aguas abajo), FORE (aguas arriba) y D (arrastre) son dados por la balanza aerodinámica. Donde es l = 0.0625 m.
(8)
(9)
Figura 3.
Balanza aerodinámica.
El experimento fue realizado variando el ángulo de ataque -4°≤ α ≤ 40° manteniendo la velocidad promedio en 17.2 m/s.
3. Resultados
n esta sección se da la descripción de los resultados y son comparados con el modelo teórico desarrollado por Polhamus [13] y por experimentales [7] [14] para los coeficientes de sustentación y arrastre.
En la Fig. 4 se observa que el ala delta presenta perdida de sustentación con un ángulo de ataque de 31°, esta característica del ala es importante, ya que permite determinar la velocidad mínima con la cual el avión puede volar, también se muestra la forma lineal del coeficiente de sustentación aumenta conforme aumenta el ángulo de ataque. También es importante resaltar que el modelo de Polhamus [13] y los resultados del presente estudio se comparan muy bien hasta la región en la cual el ala delta entra en pérdida de sustentación. Cuando se comparan con los resultados experimentales de otros investigadores, se observa un comportamiento similar.
Figura 4.
Variación coeficiente de sustentación CL con el ángulo de ataque α
Figura 5.
Variación coeficiente de arrastre CD con el coeficiente de sustentación CL
La relación del coeficiente de arrastre con el coeficiente de sustentación es mostrada en la Fig. 5, el coeficiente de sustentación permanece aproximadamente constante para ángulos de ataque entre -4° ≤ α ≤ 10°, también se observa que a ala tiene un arrastre inducido de aproximadamente 0.1, por lo cual el arrastre aumenta rápidamente para valores de α mayores a 25°.La correlación con el modelo de Polhamus es buena, no así con los experimentos de Wibowo [14].
Para poder observar la influencia del arrastre inducido (también conocido como el arrastre debido a la sustentación) en el coeficiente de arrastre total, se recurre a representarlo mediante una función del (coeficiente de sustentación)2contra el coeficiente de arrastre, como se ilustra en la Fig. 6. Aquí se observa que el arrastre inducido es aproximadamente 0.1 y como el coeficiente de arrastre aumenta linealmente con el cuadrado del coeficiente de sustentación hasta el ángulo de pérdida de sustentación (stall).
Figura 6.
Variación del coeficiente de arrastre CD con CL2
Figura 7.
Variación del coeficiente de momento CM con el ángulo de ataque α
En la Fig. 7, se presenta el coeficiente de momento en función del ángulo de ataque, para ángulos de ataque mayores a 10° se observa que el coeficiente de momento es negativo, lo que indica que el ala delta será estable en las condiciones probadas, excepto para ángulos superiores al de perdida de sustentación.
La máxima relación entre el coeficiente de sustentación y el coeficiente de arrastre es encontrada α = 13° y tiene un valor de 2.7, lo cual es mostrado en la Fig. 8.
El ala delta opera en ángulos de ataque relativamente altos, la capa límite en la superficie inferior fluye para el exterior y se separa, si pasa por encima del borde de ataque, formando una capa límite cortante. Las curvas de la capa de corte van por encima y para adentro del ala y acaban alrededor en un núcleo de alta vorticidad, como se observa en la Fig. 9.
Figura 8.
Variación de la relación CL/CD con el coeficiente de sustentación CL
En el túnel de viento con el paso del humo se puede observar mejor la línea dejada por los vórtices al impactar sobre la superficie del ala delta y como esta línea se inicia desde el borde de ataque y se propaga a lo largo del ala, una foto de este proceso se muestra en la Fig. 9.
En la Fig.10 se muestra una instantánea del fenómeno de formación simétrica de vórtices desde el borde de ataque del ala y como ellos van creciendo en intensidad desde el borde de ataque, también se observa que al final del borde del ala delta estos vórtices se destruyen.
Figura 9.
Trayectoria de los vórtices del borde de ataque.
Figura 10.
Vórtices sobre ala delta.
4. Discusión y conclusiones
En este estudio se llevó a cabo una investigación experimental para obtener los coeficientes de sustentación, arrastre y momento en un ala delta para diferentes ángulos de ataque, así como la visualización del flujo sobre la superficie en régimen subsónico. Los coeficientes de sustentación y arrastre muestran un comportamiento ajustado al modelo teórico propuesto por Polhamus, y buena correlación del coeficiente de sustentación con los resultados de otras investigaciones. Ya las visualizaciones del flujo presentan los mismos comportamientos de investigaciones que utilizaron experimentos físicos y numéricos. Se comprobó la sustentación generada por el ala para grandes ángulos de ataque.
Referencia
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[13] E. C. Polhamus, "Predictions of vortex-lift characteristics by a leading-edge suctionanalogy," Journal of Aircraft, vol. 8, no. 4, pp. 193-199, 1971, doi: 10.2514/3.44254
[14] S. B. Wibowo et al., "An investigation into the use of GAMA water tunnel for visualization of vortex breakdown on the delta wing," AIP Conference Proceedings, vol. 2001, no. 1, p. 050007, 2018/08/16 2018, doi: 10.1063/1.5049998
Información adicional
Cómo citar: J.C. Serrano R., G. G. Moreno, E. Rúa R., “Análisis del desempeño aerodinámico de un ala delta a baja velocidad,” Rev. UIS Ing., vol. 19, no. 2,pp. 99-104, 2020. doi: 10.18273/revuin.v19n2-2020011
ISSN: 1657-4583
Vol. 19
Num. 2
Año. 2020
Análisis del desempeño aerodinámico de un ala delta a baja velocidad
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