perfiles (1)

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Aerodinámica – Prof. Frank Tinapp
Características de perfiles
The Real Case
Aerodinámica – Prof. Frank Tinapp
Nomenclatura de perfiles
• Antes de 1930 se desarrollaron muchos perfiles de forma no 
sistemática. Cada uno usaba su propio perfil
• En 1930 la NACA (National Advisory Committee for Aeronautics) - hoy 
es la NASA - inició la investigación de una serie sistematizada de 
perfiles
• Hasta el día de hoy se usan estos perfiles importante entender la →
nomenclatura
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Perfiles NACA
• NACA 4-digitos: NACA 4 4 1 2
Perfil simétrico no tiene curvatura las primeras dos cifras son 0 → → →
NACA 0012
máxima
curvatura
= cifra/100*c
= 40% c
posición de
máxima
curvatura
= cifra/100*c
= 40% c
máximo
grosor
= cifras/100*c
= 12% c
0009
0012
0018
variación de:
grosor curvatura
0012
2412
4412
6412
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Perfiles NACA
• NACA 5-digitos: NACA 2 3 0 1 2
cL,Design
= cifra/10*3/2
= 0.3
posición de
máxima
curvatura
= cifra/200*c
= 15% c
máximo
grosor
= cifras/100*c
= 12% c
gradiente de 
la linea mediav∝
α
65019
23012
43012
CL,Design para las 
condiciones:
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Perfiles NACA
• NACA 6-digitos: NACA 6 5 - 2 1 8
Perfiles de flujo laminar generan menos arrastre, fueron desarrollados →
durante la Segunda Guerra Mundial
cL,Design
= cifra/10
= 0.2
posición del
mínimo de
presión
= cifra/10*c
= 50% c
máximo
grosor
= cifras/100*c
= 18% c
serie 6
flujo 
laminar
65-218
67-218
63-218
variación de:
mínimo
de
presión
65-014
65-914
cL,Design
65-514
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Perfiles NACA
• NACA 4-digitos modificados: NACA 4 4 1 2 - 6 3
radio del 
borde de 
ataque
0 = puntiagudo
6 = normal 
posición del
máximo grosor
= cifras/10*c
= 30% c
4412-03
variación de:
radio
de la
nariz
posición
máx
grosor
4412-33
4412-63
4412-93
4412-61
4412-63
4412-65
4412-66
Ya lo
conocemos
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 ¿ Dónde conseguir datos ?
• Internet
• Catálogos: Low speed airfoil data
• Literatura: Summary of airfoil data
Theory of Wing Sections, Abbot and Doenhoff
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Ángulo de ataque
Definición: Ángulo que existe entre el flujo de aire y la línea de cuerda
!! No es necesariamente
la horizontal !!
vuelo en ascenso:
downwash:
α<0 !
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Línea de cuerda
• Generalmente la línea que une el borde de ataque con el borde de fuga
• Hay una definición distinta para algunos perfiles que tienen la 
superficie inferior con doble curvatura
Ejemplo: Franz Xsaver Worthmann FX 63-137
no siempre es ésta curva
puede ser ésta
¿ Y esto es grave ?
α1
cL
¿ e
s é
ste
 ca
so
 ?
¿ o és
te ?
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Caracteristicas del perfil
• Experimentos en el túnel de viento se realizan, usando un ala (perfil) 
que va de pared a pared
● Para el flujo de aire es como si el ala no tuviera un inicio o un fin 
 ala infinito→
● Si el perfil (la geometría de cada sección del ala) no cambia 
 característica del ala infinito = característica del perfil→
● ¿Qué pasa si el ala no llega hasta la pared? ¡ Se complican las cosas ! 
Efectos 3D → lo vemos más adelante ...
paredes
ala
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r a n g o n o r m a l
d e v u e l o
c L , m a x
α α0 c L = 0=
a = = c0 L , α
d c L
d α
α
s o l u c i ó n
n o - v i s c o s o
Caracteristicas del perfil
• Para α pequeños, cL varia de forma lineal con α, gradiente a0 es 
constante (lo vimos en el flujo potencial)
● Para α muy grandes ocurre el fenómeno de la separación del flujo 
(desprendimiento de la capa límite), generando un área de 
recirculación (el aire se mueve en sentido contrario al flujo libre) y una 
pérdida de sustentación → stall - pérdida
• Razón para éste 
comportamiento:
EFECTOS VISCOSOS
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Caracteristicas del perfil
• El coeficiente máximo alcanzable (antes de que ocurre la pérdida a αcrit) 
se denomina cL,max importante para calcular la velocidad stall = →
velocidad mínima de un avión performance - Mecánica del Vuelo→
• Hay muchos esfuerzos en la investigación actual para aumentar este 
cL,max → Active control of flow separation
• Para un ángulo de ataque α=0, la sustentación cL no es zero, si el perfil 
tiene una curvatura positiva (curvatura encima de la línea de cuerda)
• Se alcanza sustentación zero para un α0 negativo. Generalmente 
α0=-2°÷-3° - pero esto depende de cada perfil
• Vemos que la teoría potencial sirve para predecir los valores de α0 y a0, 
pero no cL,max o αcrit - viscosidad no está incluida en la teoría potencial
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Comparación 
experimento/flujo potencial
• NACA 2412 es un perfil muy 
utilizado y representa bien las 
características de un perfil
α0=-2.1°
cL,max=1.6
αcrit≈16°
a0=4.83 1/rad
• Resultados de teoría potencial 
reflejan bien las características 
principales
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NACA 4412
• Visualización de las líneas
 de corriente
• Para α grande se ve una
 deflección del flujo hacia
 arriba delante, y hacia
 abajo detrás del perfil
• Punto de remanso se
 mueve hacia atrás
• Para α=15° el flujo todavía esta
 pegado
• Aumentando α el flujo separa
 repentinamente cerca del borde
 de ataque
α=2°
α=5°
α=10°
α=15-°
α=15+°
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NACA 4412
• Leading edge stall - separación en el borde de ataque - es muy 
característico para perfiles delgados con t/c = 10% ÷ 16%
• Separación ocurre repentinamente peque→ ño aumento de α causa 
gran pérdida en cL característica puntiaguda de la curva c→ L versus α
• Peligroso para el piloto porque pierde mucha sustentación sin previo 
aviso pérdida de control→
• Un avión con ésta característica no tendrá la confianza de los pilotos 
 fracaso comercial→
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NACA 4421
• Perfil más grueso, t/c=21%
• Separación se mueve lenta-
mente desde el borde de fuga 
hacia el borde de ataque →
trailing edge stall
• Curva cL/α tiene característ. 
más suave avión muestra →
comportamiento más amable
• La pérdida no ocurre 
repentinamente aviso de la →
pérdida más agradable para →
el piloto
α=5°
α=10°
α=15°
α=22.5°
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Comparación 
NACA 4412 / NACA 4421
• Forma de curvatura es la misma para ambos 
perfiles (ambos son 44XX) a→ 0 y α0 son 
iguales
• La única diferencia es el grosor: 
4421 es más gordo que el 4412
• El cL,max es mayor para el 4412
• Grosor tiene efecto 
sobre el cL,max y el 
comportamiento de la 
pérdida NACA 4421
NACA 4412
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Perfiles muy delgados
La placa plana
• Ya con α=3° la curva cL/α deja 
de ser lineal
• Se forma una burbuja de flujo 
separado cerca del borde de 
ataque
• Al aumentar a, la burbuja 
crece
• A α=9° la burbuja ocupa toda 
la parte superior del perfil = 
cL,max
● Aumento de α resulta en 
separación total del flujo
• cL,max muy inferior al de los 
perfiles mencionados antes
α=3°
α=7°
α=9°
α=15°
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Influencia del grosor 
sobre cL,max
• Muy delgado (placa plana) c→ L,max bajo
• Muy gordo (NACA 4421) c→ L,max bajo
• ¡¡ Hay un máximo entre medio !!
• El grosor del perfil
es un parámetro
importante. Los
ingenieros se dieron
cuenta de esto
durante la Primera
Guerra Mundial
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Influencia del grosor
• Los primeros aviadores (Lilienthal, Wright, etc.) usaron perfiles muy 
delgados, copiando los pájaros
• Al principio, los túneles de viento eran muy pequeños y de baja 
velocidad bajo Re→
• A muy bajo Re, los perfiles gordos generan mucho arrastre (efectos 
viscosos). Los perfiles
 delgados parecían mejor
• Problema: El avión real
vuela a Re muy alto
 allí cambia todo. Perfil→
gordo tiene poco arrastre
y el perfil delgado tiene
mucho arrastre
Aerodinámica – Prof. Frank Tinapp
Influencia del grosor
• Todos losaviones de la Primera Guerra Mundial tenían perfiles muy 
delgados
• En 1917 la situación cambió completamente. En Alemania (Göttingen), 
Ludwig Prandtl demostró que el perfil gordo era superior al delgado
• Anthony Fokker incorporó el Gö298 en el diseño del Fokker DR-1
• Baron Rojo: Ventajas debido al perfil nuevo (más grueso → estructura 
interna → menos arrastre, cL,max alto → buen ascenso, muy buena 
maniobrabilidad → dog fight)
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Influencia de la curvatura
• La curvatura aumenta la 
sustentación para un α fijo
• La curva se desplaza hacia cL 
mayores
• El gradiente a0 se mantiene 
constante
• El ángulo α0 es menor para mayor 
curvatura
NACA 0012
NACA 2412
NACA 4412
NACA 9412
Perfil a0 α0 cL(5°)
0012 6.27 0 0.54
2412 6.18 -1.95 0.75
4412 5.99 -3.88 0.94
9412 4.59 --- 1.27