Partes Geométricas Móviles Del Ala 1d1h8

Partes geométricas móviles del ala

Dispositivo de punta de ala ( Wingtip fence en este caso) (1): son formas geométricas instaladas en el extremo del ala, su misión es reducir la resistencia inducida del ala ya que evita la conexión entre intradós y el extradós. La distribución de sustentación a lo largo del ala no es uniforme y se produce un fenómeno de barrido de aire hacia la punta del ala, provocando la formación de los torbellinos de punta de ala. Esto provoca que el ala dé energía cinética (en forma de torbellino) al aire consumiendo energía en este proceso. Los winglets o aletas reducen este fenómeno, pero en contra generan un elevado momento flector en el encastre del ala. Otros dispositivos de punta de ala son los wingtips o los sharklets. • Alerones: se encargar de controlar el movimiento de balance en vuelo del avión, mediante una deflexión de manera asimétrica (un alerón hacia arriba y otro hacia abajo) se consigue que el avión gire sobre su eje longitudinal. Es de esta forma por la que el avión realiza giros laterales sin consumir una cantidad elevada de combustible y en un espacio reducido. Existen dos alerones en el ala: o Alerón de baja velocidad (2): usado para realizar giros con el avión a bajo Mach. o Alerón de alta velocidad (3): usado para realizar giros con el avión a Mach de crucero. • Dispositivo hipersustentadores: son usados durante el despegue o el aterrizaje. La misión de estos elementos es reducir la velocidad mínima que el avión necesita para despegar o aterrizar. Para lograrlo hay varias técnicas: aumentar la superficie de ala, el coeficiente de sustentación del ala, aumentar el coeficiente de sustentación máximo del ala... de esta forma se incrementa la fuerza total de sustentación a una velocidad dada, pudiendo aterrizar a una menor velocidad. La deflexión de estos dispositivos incrementa la resistencia del avión. Pueden ser dispositivos pasivos (mediante una modificación de geometría) o activos (mediante la inyección de energía al aire). Geométricamente: o Flap (Aleta) (4): es un dispositivo hipersustentador pasivo. o Krüger flaps (5): es un dispositivo hipersustentador pasivo complejo. o Slats (6). Son dispositivos de borde de ataque. o Flap (7) de 3 partes interior. o Flap (8) de 3 partes exterior. •

Spoilers (9): son unos elementos usados para destruir la sustentación del ala. Son usados durante el aterrizaje, una vez que el avión toca suelo con las ruedas se despliegan estos dispositivos que evitan que el avión vuelva al aire de nuevo, a su vez también son usados en caso de descompresión en cabina, al romper la sustentación el avión baja rápidamente a un nivel de vuelo donde la presión sea la adecuada. Finalmente son usado por muchos aviones para bajar más rápidamente (se deflexionan ligeramente). Son también llamados aerofrenos. • Spoilers-Frenos (10) interno. •

Estructura resistente del ala

Estructura del ala, donde se pueden apreciar dos largueros, costillas y larguerillos. El ala es, sin duda, uno de los mayores logros de la ingeniería aeronáutica. Combina en un sólo componente una estructura eficiente, un componente multifuncional y una ligereza asombrosa. La arquitectura alar acutal se basa en la tecnología semimonocasco basada en varios componentes que cumplen un función específica. Hoy en día con la introducción de los materiales compuestos avanzados la fabricación de la estructura empieza a ser de piezas integradas (larguerillosrevestimiento) pero los componentes (aunque integrados en una pieza) siguen siendo distinguibles: Largueros: en los aviones de fuselaje ancho suele haber tres largueros en la raíz. Dos forma la caja de torsión y el tercero asegura la forma cerca del encastre donde el ala es más grande, para luego quedar sólo dos largueros (muchos aviones sólo poseen 2 largueros). Entre los largueros anterior y posterior están situados los depósitos de combustible del ala. La misión de los largueros es dar resistencia a flexión al ala. • Costillas: son estructuras que dan resistencia a torsión al ala. Se encuentra intercalados de manera (más o menos) perpendicular a los largueros. Suelen estar vaciadas para eliminar material no necesario y aligerar peso. Junto con los largueros dan forma a los depósitos de combustible y deben estar preparadas para resistir químicamente el combustible. • Larguerillos: son pequeñas vigas (más pequeñas que los largueros) que se sitúan entre costillas para evitar el pandeo local del revestimiento. Pueden estar integrados en el propio revestimiento formando una sola pieza (suelen estar integrados en los aviones recientes de material compuesto). • Revestimiento: es la parte externa del ala, cuya misión es resistir esfuerzos cortantes y aislar el combustible del medio ambiente. Es lo que vemos como "la piel del ala". •

Aparte de todos estos componentes estructurales internos, el ala lleva los elementos que componen la cinemática de los dispositivos hipersustentadores.

Geometría del ala Perfil alar: Es la forma de la sección del ala, es decir lo que veríamos si cortáramos ésta transversalmente "como en rodajas". Salvo en el caso de alas rectangulares en que todos los perfiles ("rodajas") son iguales, lo habitual es que los perfiles que componen un ala sean diferentes; se van haciendo más pequeños y estrechos hacia los extremos del ala. •

Borde de ataque: Es el borde delantero del ala, la línea que une la parte anterior de todos los perfiles que forman el ala. Es una definición geométrica, no física, ya que no coincide con los puntos de remanso de los perfiles en vuelo . Es también la zona más susceptible a tener formación de hielo, por lo tanto suele tener sistemas de deshielo o antihielo. •

Borde de salida: Es el borde posterior del ala, es decir la línea que une la parte posterior de todos los perfiles del ala; o dicho de otra forma: la parte del ala por donde el flujo de aire perturbado por el ala retorna a la corriente libre. •

Extradós: Parte superior del ala comprendida entre los bordes de ataque y salida. En esta zona (en vuelo normal del avión) se forman bajas presiones y el aire es acelerado. Es normal encontrarse ondas de choque en esta zona. •

Intradós: Parte inferior del ala comprendida entre los bordes de ataque y salida. En esta zona (en vuelo normal del avión) se forman sobrepresiones. Una sobrepresión en el intradós unida a una depresión en el extradós compone la sustentación global de ala. •

•

Espesor: Distancia entre el extradós y el intradós.

•

Cuerda: Es la línea recta imaginaria trazada entre los bordes de ataque y de salida de cada

perfil. Cuerda media: Al igual que los perfiles del ala no suelen ser iguales, sino que van disminuyendo hacia los extremos, lo mismo sucede con las cuerdas de cada uno. Por tanto, al tener cada perfil una cuerda distinta, lo normal es hablar de cuerda media del ala. Se definen dos tipos de cuerta: la cuerda media aerodinámica y la cuerda media geométrica. •

Línea del 25% de la cuerda: Línea imaginaria que se obtendría al unir todos los puntos situados a una distancia del 25% de la longitud de la cuerda de cada perfil (medida desde el borde de ataque), distancia medida comenzando por el Borde de ataque. •

Curvatura. Del ala desde el borde de ataque al de salida. Curvatura superior se refiere a la de la superficie superior (extradós); inferior a la de la superficie inferior (intrados), y curvatura media a la equidistante a ambas superficies. Aunque se puede dar en cifra absoluta, lo normal es que se exprese en % de la cuerda. •

Superficie alar: Superficie total correspondiente al ala. Este término puede ser confuso, ya que la superficie del ala puede tener en cuenta los dispositivos de punta de ala o no, dando superficies diferentes. La superficie alar es usada como referencia a la hora de calcular los coeficientes de fuerzas. •

Envergadura: Distancia entre los dos extremos del ala. Por definición, si multiplicamos la envergadura por la cuerda media geométrica debemos obtener la superficie alar. •

Alargamiento: Cociente entre la envergadura y la cuerda media. Este dato nos dice la relación existente entre la longitud y la anchura del ala (Envergadura/Cuerda media). Por ejemplo; si este cociente fuera 1 estaríamos ante un ala cuadrada de igual longitud que anchura. Obviamente a medida que este valor se hace más elevado el ala es más larga y estrecha. Este cociente afecta a la resistencia inducida de forma que: a mayor alargamiento, menor resistencia inducida. Las alas cortas y anchas son fáciles de construir y muy resistentes estructuralmente pero generan mucha resistencia; por el contrario las alas alargadas y estrechas generan poca resistencia pero son difíciles de construir y presentan problemas estructurales. Normalmente el alargamiento suele estar comprendido entre 5:1 y 10:1. •

Flecha: Ángulo que forman las alas (más concretamente la línea del 25% de la cuerda) respecto del eje transversal del avión. La flecha puede ser positiva (extremos de las alas orientados hacia atrás respecto a la raíz o encastre, que es lo habitual), neutra, o negativa (extremos adelantados). Para tener una idea más gráfica, pongamos nuestros brazos en cruz como si fueran unas alas; en esta posición tienen flecha nula, si los echamos hacia atrás tienen flecha positiva, y si los echamos hacia delante tienen flecha negativa. •

Perfil alar

Fuerzas sobre un perfil alar.

En aeronáutica se denomina perfil alar, perfil aerodinámico o simplemente perfil, a la forma plana que al desplazarse a través del aire es capaz de crear a su alrededor una distribución de presiones que genere sustentación. Es uno de los elementos más importantes en el diseño de superficies sustentadoras como alas, o de otros cuerpos similares como álabes o palas de hélice o de rotor. Según el propósito que se persiga en el diseño, los perfiles pueden ser más finos o gruesos, curvos o poligonales, simétricos o no, e incluso el perfil puede ir variando a lo largo del ala. •

Nociones básicas

Nomenclatura acerca de un perfil.

Al sumergir un cuerpo romo en el seno de una corriente fluida, siempre aparece una fuerza que empuja al cuerpo sumergido. Imaginemos que introducimos verticalmente un tablón de madera en un río. El perfil en este caso será un rectángulo, que es la sección del tablón. Observaremos que la fuerza que arrastra dicho tablón corriente abajo es pequeña cuando enfrentamos la cara más estrecha a la corriente, y el arrastre es grande si enfrentamos a la corriente la cara más ancha. Esta fuerza que empuja en el sentido de la corriente se denomina resistencia o arrastre. Observamos que este arrastre varía conforme giramos el tablón respecto a un eje longitudinal, es decir, conforme varíamos el ángulo que forma la sección del tablón con la dirección de la corriente. Ese ángulo se denomina ángulo de ataque.

Cuando la corriente fluida incide sobre el tablón con cierto ángulo de ataque, además de la mencionada fuerza de arrastre, aparece otra fuerza que no tiene la dirección y el sentido de la corriente, sino una dirección perpendicular a ella. Esta fuerza perpendicular al sentido de la corriente, que también depende del ángulo de ataque, se denomina sustentación y puede ser muchas veces mayor que la de resistencia. En aplicaciones en las que deseemos que una corriente fluida "empuje" con la mayor fuerza posible a un sólido, éste sólido se diseñará de manera que tenga la forma y el ángulo de ataque adecuados para lograr la máxima sustentación y el menor arrastre posible. La forma del perfil alar influye sustancialmente en las fuerzas de sustentación y arrastre que aparecerán. El tablón del ejemplo, de perfil rectangular, demuestra ser poco eficiente desde el punto de vista aerodinámico, pues los perfiles eficaces nomalmente presentan un arrastre mucho menor y una sustentación enorme. Para ello suelen tener redondeada la zona enfrentada a la corriente (borde de ataque), y afilada la zona opuesta (borde de fuga o borde de salida). Habitualmente las características aerodinámicas de un perfil alar se encuentran sometiendo a ensayo modelos de perfiles en un túnel aerodinámico (también llamado túnel de viento) o en un túnel o canal hidrodinámico. En ellos se miden la sustentación y la resistencia al variar el ángulo de ataque y las condiciones de la corriente fluida (normalmente la velocidad de ésta), y se llevan a unas gráficas de características del perfil. Los primeros modelos de perfiles ensayados en túneles de viento surguieron a partir de secciones de peces congelados. Desde mediados del S.XX se dispone de importantes catálogos publicados que definen la geometría de un perfil y sus curvas aerodinámicas. Durante la Primera Guerra Mundial, los ensayos realizados en Gottingen contribuyeron al diseño de los primeros perfiles modernos, hasta que a partir de la Segunda Guerra Mundial, tomó el relevo en los Estados Unidos el Comité Nacional de Aeronáutica (NACA), antecesor de la actual NASA, que ha desarrollado la mayor parte de los perfiles empleados en la actualidad. Sin embargo, las características aerodinámicas de algunos perfiles empleados en la aviación militar, siguen siendo alto secreto.

Parámetros geométricos de los perfiles Cuerda: segmento imaginario que une el borde de ataque con el borde de fuga. El ángulo que formará la recta que contiene a la cuerda con la dirección de la corriente fluida, definen convencionalmente el ángulo de ataque. • Extradós: parte del contorno del perfil sobre la cuerda. • Intradós: parte del contorno del perfil bajo la cuerda. • Espesor: distancia entre el intradós y el extradós, medida sobre la perpendicular a la cuerda en cada punto de ésta. • Espesor relativo: relación entre el espesor y la cuerda del perfil. • Línea media: Línea que va desde el borde de ataque al borde de salida pasando por todos los puntos equidistantes al intradós y al extradós, medido perpendicularmente a la cuerda. • Curvatura: Distancia entre la línea media y la cuerda de un perfil. •

Regiones de los perfiles • • • •

Borde de ataque: parte delantera del perfil en donde incide la corriente. Borde de salida: parte posterior del perfil por donde sale la corriente. Extradós: zona superior del perfil entre el borde de ataque y el de salida. Intradós: zona inferior del perfil entre el borde de ataque y el de salida.

Clasificación de los perfiles • o o

Según forma: Asimétricos (con curvatura) Simétricos

Según sus características: Laminares (de baja resistencia) De alta sustentacíon De bajo momento (el perfil tiene poca tendencia a girar hacia adelante) Críticos (el ángulo de pérdida es mayor) Delgados (tienen menos resistencia, pero la sustentacíon no disminulle demasiado) o De carga (son muy gruesos,cusan mucha sustentación y poseen mucha resistencia) o Populares (no tienen ninguna característica en especial, pero son lo más comunes) o Stol (Short Take Off and Landing= Despegue y aterrizage cortos, tienen Slats, que son una parte del ala que se abre hacia adelante para redirigir el aire hacia la parte superior del perfil, y flaps, para aumentar la sustentación, aumentando • o o o o o

exageradamente el angulo y disminuyendo exageradamente la velocidad de pérdida) • o o o

Según orientación del diseño hacia un rango de velocidades de operación: Subsónicos Transónicos Supersónicos

Otros Datos Viscosidad: propiedad de los fluidos por la que presentan resistencia a la velocidad de deformación. • Capa límite: distancia desde la superficie del perfil, hasta el punto en el que la velocidad es idéntica a la de la corriente libre de aire. • Capa límite laminar: considerado el perfil de un plano, cuando el movimiento del aire se realiza de manera ordenada, en capas paralelas, obtenemos una circulación laminar y por tanto una capa límite laminar. • Capa límite turbulenta: en ella el movimiento de las partículas no es en forma de capas paralelas, siendo de forma caótica, pasando las moléculas de aire de una capa a otra moviéndose en todas direcciones. • Ángulo de ataque: puede ser positivo, negativo o neutro. • Fuerza aerodinámica: es la resultante de la conjunción de las fuerzas que actúan sobre el perfil. Al descomponerse esta fuerza sobre la dirección de vuelo, da la sustentación "L" (fuerza perpendicular a la corriente de aire libre) y la resistencia "D" (fuerza paralela a la corriente libre de aire). • Clasificaciones NACA. •

9. FAMILIAS DE PERFILES AERODINÁMICOS Gran parte del trabajo de tabulación de características aerodinámicas de perfiles ha sido desarrollado por el National Mvisory Comrnittee of Aeronautics (NACA), la cual es antecesora de la National Aeronautics and Space istration (NASA). La nomenclatura de los perfiles NACA es: NACA-Cuatra cifras La primera cifra indica la máxima flecha de la línea media en % de la cuerda, la segunda cifra indica la distancia desde el borde de ataque hasta la posición de la máxima flecha de la línea media y las dos ultimas cifras el espesor máximo en % de la cuerda (espesor relativo). Por ejemplo, el perfil NACA2415, es un perfil que tiene un 2% de altura máxima de la línea media, situado si 40% del borde de ataque y con un espesor relativo del 15%. La línea media (curvatura) del perfil esta dada por dos parábolas tangentes en el punto de máxima línea medía NACA-Cinco cifras La primera cifra indica el valor del coeficiente de sustentación ideal de la curvatura del perfil multiplicado por 20 y dividido por 3. Las dos siguientes indican el doble de la posición de la máxima flecha de la línea media (curvatura) en %de la cuerda. Las dos ultimas el espesor igual que en el caso del perfile NACA-cuatro cifras. El espesor es el mismo que para el perfil NACA-Cuatro cifras. La curvatura se obtiene mediante una parábola cubica empalmada a una línea recta que llega hasta el borde de salida. Modificaciones NACA-Cuatro cifras y NACA-Cinco cifras Se añaden dos cifras mas a la nomenclatura básica de cuatro o cinco cifras cuyo significado es el siguiente La primera indica el radio de curvatura de la distribución de espesores en el borde de ataque, con una escala entre O y 8, tal que el numero 6 indica el perfil no modificado. El segundo dígito la posición del máximo espesor en décimas de la cuerda, de tal forma, que ya no esta localizado en el 30%. Otros perfiles NACA Existen otras tabulaciones realizadas por NACA (NACA-1 o NACA-6) en las que la distribución de espesores aparece en forma tabulada y la línea media del perfil (curvatura) del perfil da una distribución especial de coeficiente local de sustentación.

NACA aerodinámicas

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Profile geometry – 1: Zero lift line; 2: Leading edge; 3: Nose circle; 4: Camber; 5: Max. El perfil de la geometría - 1: Línea Cero ascensor, 2: borde de ataque, 3: círculo nariz; 4: Camber; 5: Max. thickness; 6: Upper surface; 7: Trailing edge; 8: Main camber line; 9: Lower surface espesor; 6: Superficie superior; 7: Borde de salida; 8: línea principal del camber, 9 de superficie: Baja

Profile lines – 1: Chord, 2: Camber, 3: Length, 4: Midline El perfil de las líneas - 1: Acorde, 2: Camber, 3: Longitud, 4: la línea media

A: blue line=chord, green line = camber, B: leading edge radius, C: xy-coordinates for the profile geometry (Chord = x-Axis; y-Axis line on that leading edge) R: línea azul = acorde, línea verde = comba, B: radio de punta, C: xy coordenadas de la geometría del perfil (Acordes = x-Axis; línea de eje y en esa vanguardia)

The NACA airfoils are airfoil shapes for aircraft wings developed by the National Advisory Committee for Aeronautics (NACA). Los planos aerodinámicos NACA son aerodinámicas formas de alas de aviones desarrollado por el Comité Consultivo Nacional de Aeronáutica (NACA). The shape of the NACA airfoils is described using a series of digits following the word "NACA." La forma de las superficies aerodinámicas NACA se describe mediante una serie de dígitos que siguen a la palabra "NACA". The parameters in the numerical code can be entered into equations to precisely generate the cross-section of the airfoil and calculate its properties. Los parámetros en el código numérico que se puede introducir en las ecuaciones para generar precisamente la sección transversal de la superficie de sustentación y calcular sus propiedades.

Contents Contenido [hide] 1 Four-digit series 1-serie de cuatro dígitos 1.1 Equation for a symmetrical 4-digit NACA airfoil 1.1 La ecuación de 4 dígitos NACA aerodinámicas simétrica o 1.2 Equation for a cambered 4-digit NACA airfoil 1.2 Ecuación para un abombado dígitos aerodinámica NACA-4 • 2 Five-digit series 2-dígitos serie de cinco • 3 Modifications 3 Modificaciones • 4 1-series 4 1-serie • 5 6-series 5 6-series • o

• • • •

6 7 8 9

7-series 6 Serie 7 8-series 7 de la serie 8 See also 8 Véase también References 9 Referencias

•

10 External links 10 Enlaces externos

Four-digit series dígitos serie de cuatro The NACA four-digit wing sections define the profile by: [ 1 ] El ala NACA dígitos y cuatro secciones definir el perfil por: [1] 1. One digit describing maximum camber as percentage of the chord . , Una cifra máxima que describe la comba como porcentaje de la cuerda . 2. One digit describing the distance of maximum camber from the airfoil leading edge in tens of percents of the chord. Una descripción de dígitos de la distancia de máxima inclinación de la superficie aerodinámica de vanguardia en decenas de porcentajes de la cuerda. 3. Two digits describing maximum thickness of the airfoil as percent of the chord. Dos cifras que describen máximo grosor de la superficie de sustentación como porcentaje de la cuerda.

For example, the NACA 2412 airfoil has a maximum camber of 2% located 40% (0.4 chords) from the leading edge with a maximum thickness of 12% of the chord. Por ejemplo, la aerodinámica NACA 2412 tiene una inclinación máxima de 2% ubicado a 40% (0,4 acordes) del borde de ataque con un espesor máximo de 12% de la cuerda. Four-digit series airfoils by default have maximum thickness at 30% of the chord (0.3 chords) from the leading edge. perfiles aerodinámicos serie de cuatro dígitos por defecto han espesor máximo en el 30% de la cuerda (0,3 acordes) del borde de ataque. The NACA 0015 airfoil is symmetrical, the 00 indicating that it has no camber. La NACA 0015 aerodinámica es simétrica, el 00 que indica que no tiene inclinación. The 15 indicates that the airfoil has a 15% thickness to chord length ratio: it is 15% as thick as it is long. El 15 indica que la aerodinámica tiene un espesor de 15% y el ratio de cuerda de longitud: es el 15% del grueso como largo. [ edit ] Equation for a symmetrical 4-digit NACA airfoil [ editar ] La ecuación de 4 dígitos NACA aerodinámicas simétrica

Plot of a NACA 0015 foil, generated from formula Parcela de una lámina de NACA 0015, generados a partir de la fórmula

The formula for the shape of a NACA 00xx foil, with "xx" being replaced by the percentage of thickness to chord, is: [ 2 ] La fórmula para la forma de una lámina de NACA 00xx, con "xx" se sustituye por el porcentaje de espesor acorde, es: [2]

[ 3 ] [ 4 ] [3] [4]

where: donde: c is the chord length, c es el acorde de longitud, x is the position along the chord from 0 to c , x es la posición a lo largo de la cuerda de 0 a c, • y is the half thickness at a given value of x (centerline to surface), and y es el espesor medio en un valor dado de x (central de la superficie), y • t is the maximum thickness as a fraction of the chord (so 100 t gives the last two digits in the NACA 4-digit denomination). t es el espesor máximo como una fracción de la cuerda (100 t da para los dos últimos dígitos en el 4-dígitos denominación NACA). • •

The leading edge approximates a cylinder with a radius of: El borde de ataque se aproxima a un cilindro con un radio de:

Now the coordinates ( x U , y U ) of the upper airfoil surface, and ( x L , y L ) of the lower airfoil surface are: Ahora las coordenadas (x U, y U) de la superficie aerodinámica superior, y (x L, y L) de la superficie aerodinámica más baja son:

[ edit ] Equation for a cambered 4-digit NACA airfoil [ editar ] Ecuación para un abombado dígitos aerodinámica NACA-4

Plot of a NACA 2312 foil, generated from formula Parcela de una lámina de NACA 2312, generados a partir de la fórmula

The simplest asymmetric foils are the NACA 4 digit series foils, which use the same formula as that used to generate the 00xx symmetric foils, but with the line of mean camber bent. La forma más sencilla hojas asimétricas son las láminas de la serie NACA 4 dígitos, que utilizan la misma fórmula que se utiliza para generar las láminas simétricas 00xx, pero con la línea de inclinación inclinación media. The formula used to calculate the mean camber line is: [ 2 ] La fórmula utilizada para calcular la línea de curvatura media es: [2]

from x = 0 to x = pc ; desde x = 0 ax = PC;

from x = pc to x = c , desde x = pc para x = c,

where: donde: m is the maximum camber as a fraction of the chord (100 m is the first of the four digits), m es la inclinación máxima como una fracción de la cuerda (100 m es el primero de los cuatro dígitos), • p is the location of maximum camber as a fraction of the chord (10 p is the second digit in the NACA xxxx description). p es la ubicación de inclinación máxima como una fracción de la cuerda (p 10 es el segundo dígito en la descripción xxxx NACA). •

For this cambered airfoil, the coordinates ( x U , y U ) and ( x L , y L ) , of respectively the upper and lower airfoil surface, become: [ 5 ] Para este perfil abombado, las coordenadas (x U, y U) y (x L, y L), superior e inferior de la superficie de la superficie de sustentación, respectivamente, se convierten en: [5]

where donde

dígitos serie de cinco The NACA five-digit series describes more complex airfoil shapes: [ 6 ] La serie de cinco dígitos NACA describe más formas aerodinámicas complejas: [6] 1. The first digit, when multiplied by 0.15, gives the designed coefficient of lift (C L ) . El primer dígito, cuando se multiplica por 0,15, le da al diseño coeficiente de sustentación (C L) . 2. Second and third digits, when divided by 2, give p , the distance of maximum camber from the leading edge (as per cent of chord). y el tercer dígitos En segundo lugar, cuando se divide por 2, la p, la distancia de inclinación máxima de la extremidad anterior (como porcentaje de la cuerda). 3. Fourth and fifth digits give the maximum thickness of the airfoil (as per cent of the chord). Cuarto y quinto dígitos dar el máximo grosor de la superficie de sustentación (como porcentaje de la cuerda).

For example, the NACA 12045 airfoil would give an airfoil with maximum thickness of 45% chord, located at 10% chord, with a lift coefficient of 0.15 Por ejemplo, la aerodinámica NACA 12045 daría un perfil aerodinámico con un grosor máximo de la cuerda del 45%, que se encuentra en el 10% de acordes, con un coeficiente de sustentación de 0,15 The camber-line is defined in two sections: La inclinación de la línea se define en dos secciones:

where the chordwise location x and the ordinate y have been normalized by the chord. donde la ubicación y el chordwise x ordenada y se han normalizado por el acorde. The constant m is chosen so that the maximum camber occurs at x = p ; for example, for the 230 camber-line, p = 0.3 / 2 = 0.15 and m = 0.2025 . La constante m se seleccionará de forma que la inclinación máxima se produce en x = p; por ejemplo, para los 230 comba-line, p = 0.3 / 2 = 0,15 y 0,2025 m =.

Modificaciones Four- and five-digit series airfoils can be modified with a two-digit code preceded by a hyphen in the following sequence: Cuatro y planos aerodinámicos serie de cinco cifras se pueden modificar con un código de dos dígitos precedidos por un guión en la siguiente secuencia: 1. One digit describing the roundness of the leading edge with 0 being sharp, 6 being the same as the original airfoil, and larger values indicating a more rounded leading edge. Una descripción de dígitos la redondez de la punta con 0 siendo fuerte, siendo 6 el mismo que el perfil aerodinámico original, y valores más altos indican una punta más redondeada. 2. One digit describing the distance of maximum thickness from the leading edge in tens of percent of the chord. Una descripción de dígitos de la distancia de máximo grosor del borde de ataque en decenas de puntos porcentuales de la cuerda.

For example, the NACA 1234-05 is a NACA 1234 airfoil with a sharp leading edge and maximum thickness 50% of the chord (0.5 chords) from the leading edge. Por ejemplo, es NACA NACA 1234 1234-05 una superficie de sustentación con un borde afilado líder y el grosor máximo del 50% de la cuerda (0,5 acordes) del borde de ataque. In addition, for a more precise description of the airfoil all numbers can be presented as decimals. Además, para una descripción más precisa de la superficie de sustentación a todos los números se pueden presentar como decimales.

1-series A new approach to airfoil design pioneered in the 1930s in which the airfoil shape was mathematically derived from the desired lift characteristics. Un nuevo enfoque de la superficie de sustentación de diseño por primera vez en la década de 1930 en el que se deriva de la forma aerodinámica matemáticamente de las características de elevación deseada. Prior to this, airfoil shapes were first created and then had their characteristics measured in a wind tunnel . Antes de esto, las formas aerodinámicas fueron creados primero y después vieron sus características medidas en un túnel de viento . The 1-series airfoils are described by five digits in the following sequence: Las superficies de sustentación serie 1-son descritos por cinco dígitos en el orden siguiente: 1. The number "1" indicating the series El número "1", indicando la serie 2. One digit describing the distance of the minimum pressure area in tens of percent of chord. Una descripción de dígitos la distancia de la zona de presión mínima en decenas de por ciento de los acordes.

3. A hyphen. Un guión. 4. One digit describing the lift coefficient in tenths. Una descripción de dígitos del coeficiente de sustentación en décimas. 5. Two digits describing the maximum thickness in percent of chord. Dos dígitos que describe el espesor máximo en porcentaje de la cuerda.

For example, the NACA 16-123 airfoil has minimum pressure 60% of the chord back with a lift coefficient of 0.1 and maximum thickness of 23% of the chord. Por ejemplo, la NACA 16-123 aerodinámica tiene una presión mínima del 60% de la cuerda de vuelta con un coeficiente de sustentación y de 0,1 de espesor máximo de 23% de la cuerda.

6-series An improvement over 1-series airfoils with emphasis on maximizing laminar flow . Una mejora con respecto a las superficies de sustentación de la serie 1, con énfasis en maximizar el flujo laminar . The airfoil is described using six digits in the following sequence: La aerodinámica es ilustrada con seis dígitos en el orden siguiente: 1. The number "6" indicating the series. El número "6" que indica la serie. 2. One digit describing the distance of the minimum pressure area in tens of percent of chord. Una descripción de dígitos la distancia de la zona de presión mínima en decenas de por ciento de los acordes. 3. The subscript digit gives the range of lift coefficient in tenths above and below the design lift coefficient in which favorable pressure gradients exist on both surfaces El subíndice dígitos da el rango de coeficiente de sustentación en décimas por encima y por debajo del coeficiente de sustentación del diseño en las que existen gradientes de presión favorables en ambas superficies 4. A hyphen. Un guión. 5. One digit describing the design lift coefficient in tenths. , Una cifra que describe el diseño coeficiente de sustentación en décimas. 6. Two digits describing the maximum thickness in tens of percent of chord. Dos dígitos que describe el grosor máximo en decenas de por ciento de los acordes.

For example, the NACA 61 2 -315 a=0.5 has the area of minimum pressure 10% of the chord back, maintains low drag 0.2 above and below the lift coefficient of 0.3, has a maximum thickness of 15% of the chord, and maintains laminar flow over 50% of the chord. Por ejemplo, la NACA 61 2 -315 a = 0,5 tiene el área de la presión mínima del 10% de la cuerda hacia atrás, mantiene baja resistencia 0,2 por encima y por debajo del coeficiente de sustentación de 0,3, tiene un espesor máximo de 15% de la cuerda, y mantiene el flujo laminar más del 50% de la cuerda.

7-series Further advancement in maximizing laminar flow achieved by separately identifying the low pressure zones on upper and lower surfaces of the airfoil. progreso en materia de flujo laminar al máximo alcanzado por separado las zonas de baja presión en la superficie superior e inferior de la superficie de sustentación. The airfoil is described by seven digits in the following sequence: La aerodinámica es descrito por siete dígitos en el orden siguiente: 1.

The number "7" indicating the series. El número "7" que indica la serie.

2. One digit describing the distance of the minimum pressure area on the upper surface in tens of percent of chord. Una descripción de dígitos la distancia de la zona de presión mínima en la superficie superior en decenas de por ciento de los acordes. 3. One digit describing the distance of the minimum pressure area on the lower surface in tens of percent of chord. Una descripción de dígitos la distancia de la zona de presión mínima en la superficie inferior de decenas de por ciento de los acordes. 4. One letter referring to a standard profile from the earlier NACA series. Una carta de referencia a un perfil estándar de la anterior serie NACA. 5. One digit describing the lift coefficient in tenths. Una descripción de dígitos del coeficiente de sustentación en décimas. 6. Two digits describing the maximum thickness in tens of percent of chord. Dos dígitos que describe el grosor máximo en decenas de por ciento de los acordes. 7. "a=" followed by a decimal number describing the fraction of chord over which laminar flow is maintained. "A =" seguido de un número decimal que describe la fracción de la cuerda sobre la que se mantiene el flujo laminar. a=1 is the default if no value is given. a = 1 es el predeterminado si no se le da valor.

For example, the NACA 712A315 has the area of minimum pressure 10% of the chord back on the upper surface and 20% of the chord back on the lower surface, uses the standard "A" profile, has a lift coefficient of 0.3, and has a maximum thickness of 15% of the chord. Por ejemplo, el 712A315 NACA tiene el área de la presión mínima del 10% de la cuerda de nuevo en la superficie superior y el 20% de la cuerda de nuevo en la superficie inferior, utiliza el estándar "A" de perfil, tiene un coeficiente de sustentación de 0,3, y tiene un espesor máximo de 15% de la cuerda.

8-series Supercritical airfoils designed to independently maximize airflow above and below the wing. superficies de sustentación supercrítico diseñado para maximizar el flujo de aire de forma independiente por encima y debajo del ala. The numbering is identical to the 7-series airfoils except that the sequence begins with an "8" to identify the series. La numeración es idéntica a la superficies de sustentación 7-series, excepto que la secuencia comienza con un "8" para identificar la serie.