Perfil aerodinámico y ala

Sustentación, momento de cabeceo y la presión sobre cualquier perfil NACA o sus propias coordenadas, con el flujo a su alrededor dibujado en vivo — y después la capa límite, la polar de resistencia y el ala finita en 3D.

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DATOS DE ENTRADASI · atmósfera estándar

1 · Perfil

Partir de Designación NACA cuatro o cinco dígitos

Ángulo de ataque [°]

2 · Flujo Definido por

Velocidad del aire [m/s] Cuerda [m] la cuerda en la raíz del ala

Altitud [m] atmósfera estándar, 0 a 20 000 m

3 · Capa límite Pro+

Disparador, extradós [x/c] vacío: transición libre Disparador, intradós [x/c] vacío: transición libre

Polar desde [°] Polar hasta [°]

4 · Ala Pro+

Luz [m] Estrechamiento cuerda en la punta / en la raíz

Torsión en la punta [°] negativa: torsión negativa (lavado)

Valores de ejemplo, no un avión real. Baja velocidad: flujo incompresible, Mach inferior a aproximadamente 0.3.

COEFICIENTE DE SUSTENTACIÓN0.744

FLUJO · EN VIVO

COEFICIENTE DE PRESIÓN

CURVA DE SUSTENTACIÓN

POLAR DE RESISTENCIAPro+

ALA · 3D · LÍNEA SUSTENTADORAPro+

CARGA A LO LARGO DE LA ENVERGADURAPro+

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CÓMO SE CALCULA · CON SUS VALORES

Paso a paso, con sus valores

01
Equilibrio████ ██ ███████ · ██████ = ██.██
02
Reacciones████ ██ ███████ · ██████ = ██.██
03
Esfuerzo cortante████ ██ ███████ · ██████ = ██.██
04
Momento flector████ ██ ███████ · ██████ = ██.██
05
Flecha████ ██ ███████ · ██████ = ██.██
06
Tensión████ ██ ███████ · ██████ = ██.██

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Referencias: Abbott & von Doenhoff, Theory of Wing Sections (1959) — geometría, velocidades de Theodorsen y datos de túnel de viento; Katz & Plotkin, Low-Speed Aerodynamics — paneles de torbellinos; capa límite de Thwaites, Michel y Head; línea sustentadora de Glauert; atmósfera estándar ICAO. Contrastado con XFOIL 6.99 y el método vortex-lattice de AeroSandbox.

HIPÓTESIS & LÍMITES

Flujo incompresible, estacionario y bidimensional alrededor del perfil; número de Mach inferior a aproximadamente 0.3.
La Atmósfera Estándar Internacional (ICAO) para el aire a la altitud indicada, y la ley de Sutherland para su viscosidad.
Perfil no viscoso: un método de paneles de torbellinos con 120 paneles y la condición de Kutta. La imagen del flujo es el flujo no viscoso; la estela y la capa límite no se dibujan.
Perfil viscoso (Pro+): capa límite integral acoplada a la solución de paneles mediante paneles de fuentes (el efecto de desplazamiento), transición por el criterio de Michel o por un disparador (trip), resistencia de perfil por Squire–Young. No se modelan las burbujas de desprendimiento laminar, la entrada en pérdida por el borde de salida ni el c_l,max.
Ala (Pro+): línea sustentadora de Prandtl, ala recta sin flecha, carga simétrica, sin efecto de fuselaje ni de pared; propiedades de sección a partir de la solución viscosa a α = 0° y 4°.

AVISO LEGAL · Solo para fines formativos y predimensionado. Los resultados deben ser revisados por un ingeniero cualificado antes de utilizarse en el diseño.

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Entrada en pérdida, flaps y slats, alas en flecha, compresibilidad, interferencia de hélice y fuselaje — modelamos el avión o el rotor completo con CFD.

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