ESCUELA Y TALLER                                       

        -POR QUE VUELA UN AVION??

        -CÁLCULO DE UN MODELO

¿POR QUÉ VUELA UN AVIÓN?

"¿Por qué vuela un avión?", esta es una pregunta común a la que no todos tienen una respuesta correcta. 

Los aviones están diseñados de forma tal que al tomar velocidad por medios propios, aerodinámicamente se produce la sustentación, venciendo a su propio peso.

También debido a su aerodinámica, el avance del avión produce una resistencia en sentido contrario, quedando de este modo conformadas cuatro fuerzas que actúan sobre la aeronave: la TRACCIÓN, la RESISTENCIA, la SUSTENTACIÓN y el PESO (fig. 1). Se puede decir entonces que en el diseño de un avión, existe cierto "compromiso" de fuerzas físicas, del cual depende el vuelo.

Lo que aerodinámicamente motiva la sustentación es el perfil del ala y la superficie de la misma. La figura 2 muestra cuáles son las partes principales de un ala convencional.

El perfil es lo que vemos al cortar una sección del ala. La figura 3 muestra algunos de los perfiles más usuales. Para entender fácilmente el efecto físico de la sustentación, se toma como ejemplo un perfil semisimétrico (fig. 4).

El aire frontal que recibe el ala en su borde de ataque se divide en dos partes (fig. 5). En el extradós, por su mayor curvatura, los filetes de aire se comprimen y disminuyen su presión, lo cual obliga a las moléculas de aire a aumentar su velocidad de paso, creándose así una depresión o efecto succionador en dicha parte superior del ala. Lo contrario ocurre en el intradós, donde los filetes de aire se separan, produciendo una sobrepresión.

Estos dos efectos contemplados en las leyes de movimiento de fluidos (Bernoulli), hacen que el ala, gracias al diseño de su perfil, sea sometida a una fuerza vertical ascendente, la misma que llamamos sustentación. En dicha fuerza tiene más influencia la depresión que se produce en el extradós, que la sobrepresión que se produce en el intradós. En otras palabras, una avión vuela prácticamente gracias a la succión superior del perfil, es decir, como suspendido del ala, en lugar de apoyado sobre ella como generalmente se cree.

El ángulo que forma el eje del perfil con respecto a la horizontal natural, recibe el nombre de ÁNGULO DE ATAQUE. En la medida que este ángulo aumenta se consigue una mayor sustentación, pues se eleva la sobrepresión del intradós y la depresión del extradós (fig. 6).

Pero este ángulo tiene un límite, a partir del cual el flujo del aire se deforma y se desprenden del extradós, desapareciendo automáticamente el efecto de sustentación (fig. 7). En este caso, el avión no tiene capacidad para vencer aerodinámicamente su propio peso, lo cual provoca una inevitable y brusca caída. El ángulo de ataque máximo, a partir del cual la sustentación empieza a desaparecer, es denominado ángulo de sustentación máxima, más conocido como ÁNGULO DE ENTRADA EN PÉRDIDA. Los aviones de tipo acrobático suelen tener alas con perfil simétrico, las cuales entre otras razones se caracterizan por facilitar el vuelo invertido. ¿Cómo se genera entonces el efecto sustentador en un ala con el extradós y el intradós similares? Solamente con un cierto ÁNGULO DE INCIDENCIA (este ángulo se provoca estructuralmente en la construcción del avión). 

Como hemos visto anteriormente, la sustentación se produce gracias a la diferencia en la distribución de las presiones del aire en el extradós y en el intradós. El punto de aplicación de la resultante de estas fuerzas paralelas se denomina CENTRO DE PRESIONES (CP), como se observa en la figura 8.

La ubicación del CP no sólo depende de la forma del perfil, sino también del ángulo de ataque. Al ir aumentando el mismo, la depresión producida en el extradós aumenta y su valor máximo va corriéndose hacia el borde de ataque. Entonces podemos decir que el CP se mueve hacia adelante, conforme el ángulo de ataque crece, o bien se mueve hacia atrás cuando dicho ángulo decrece.

Por definición el CENTRO DE GRAVEDAD (CG) es el punto donde se aplican todas las fuerzas gravitacionales que actúan sobre un cuerpo. En un avión, el CG es quizás el principal punto de balanceo, del cuál depende que podamos conseguir una buena performance en vuelo, siempre hablando de un buen diseño de la aeronave. Según lo explicado anteriormente con respecto al CP, lo más lógico sería ubicar el CG en el mismo punto, obviamente para que la sumatoria algebraica de las fuerzas actuantes en el eje y sea nula; SF_y=0. Pero ocurre que el CG se mantiene fijo en todo momento (en realidad no, ya que el consumo de combustible es un factor que resta masa al avión), al contrario del CP que se desplaza al variar el ángulo de ataque. Resulta entonces que si las dos fuerzas (sustentación y peso) no coinciden en su punto de aplicación, generan una cupla que produce un momento (fig. 9), lo cual genera una inestabilidad general de vuelo. Existen muchas complejas fórmulas matemáticas para calcular el sitio ideal del CG según el diseño del avión. PAra no complicarnos y poder "buscar" el correcto CG, un buen punto de partida sería equilibrar el peso del avión entre el 25% y el 33% de la cuerda alar media y a partir de allí observar cuáles son las reacciones del aeroplano (NOTA: todo esto es aplicable en el AEROMODELISMO) durante las primeras pruebas de vuelo.

Tomaremos como ejemplo un planeador elemental de vuelo libre (fig. 10). Al lanzarlo puede ocurrir que el avión suba abruptamente, para luego frenarse y caer de golpe: entonces el CG está muy atrasado (pesado de cola) y para adelantarlo habrá que agregarle peso en la nariz o disminuir el peso en la cola. Si por el contrario tiende a buscar rápidamente el suelo: el CG está adelantado y para atrasarlo, se agrega contrapeso en la cola o se disminuye el peso en la nariz. 

                         CALCULO DE UN MODELO

Como vamos a usar un motor de 4.25 c.c. un valor válido serían entre 27 y 42 decímetros cuadrados, elegimos un valor intermedio de 35 decímetros cuadrados.

PASO 2

Hemos establecido una envergadura aproximada de 1.500 mm. por tanto elegimos un perfil NACA2412.
La incidencia que tendrá el ala sobre el fuselaje será de 0 grados.

PASO 3

Envergadura, cuerda, alargamiento (E/C), y superficie son valores ligados entre sí, teneis que fijar dos de ellos y el resto se calculan de forma sencilla.

Con una superficie de 35 decimetros cuadrados y una envergadura de 1.500 mm. (15 dm) nos sale una cuerda de 35/15=2.33 dm redondeamos a 235 mm. con lo cual tenemos una superficie nueva de 35.25 dm2

PASO 4

Nuestros alerones tendrán 3.5 dm2, la deriva 3.5 dm2, el timón la tercera parte, el estabilizador tendrá 9 dm2 (Aproximadamente el 25 % de la superficie del ala, datoSE que se usará en el siguiente paso) el elevador la cuarta parte.

PASO 5

Para el morro elegimos un valor medio o sea 1*Cuerda= 235 mm.
Para la viga del fuselaje calculamos (42-25)*235/10 = 399.5 mm redondeamos a 400 mm.

PASO 6 Y FINAL

Buenos vuelos.