AERODINÁMICA - 7766REPORTE DE LABORATORIO: SIMULACIÓN DEL PERFIL S5010 EN XFLR5 Elaborado por: Camilo Parra Rojas 20111231064 UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA - BOGOTA FACULTAD DE INGENIERIA ya que es indispensable saber cuáles son las fuerzas que actúan en un perfil cuando un flujo pasa por este. dando certeza los resultados de simulación obtenidos con el programa XFLR5. XFLR5 realiza el análisis de diseño de un ala basado en el lifting-line theory. curva de eficiencia aerodinámica versus el ángulo de ataque y la distribución del coeficiente de presión para los diferentes ángulos de ataque. en el diseño entre otros. muestra como se hizo un análisis con el Aeromodelo Blade 1. este método modela la superficie de sustentación como una lámina delgada de vórtices para computar la sustentación y arrastre inducidos (l y C). en el libro Low speed airfoil data volumen 2. y están relacionadas con el coeficiente de sustentación y de drag. Las gráficas obtenidas se compararon con las de la fuente de Illinois. este es un modelo matemático que predice la distribución de sustentación sobre alas en 2D y 3D basado en su geometría. INTRODUCCIÓN Como ingeniero aeronáutico. curva de coeficiente de resistencia versus el ángulo de ataque. comportamiento que va relacionado con la fuerza de sustentación y la fuerza “parasita” o drag. ANTECEDENTES La R/C Soaring Digest magazine en su volumen 25. corroborando la correcta simulación realizada en clase. 2. que son los dominantes en la aerodinámica de aeronaves pueden ser obtenidos usando el software XFLR5. . y el Vortex Lattice method. en el consumo de combustible. para lo cual primero se obtuvo las coordenadas y propiedades geométricas del perfil en la página del Applied Aerodynamics Group de la Universidad de Illinois en Urbana-Champaign. estas se importaron a XFLR-5 y después se realizó en análisis. es de vital importancia poder dar una explicación al comportamiento de una aeronave o aeromodelo conforme al viento que se encuentra circulado alrededor de este. estos dos datos. esta herramienta fue creada con el propósito de realizar análisis aerodinámicos en aeronaves y aeromodelos. ya que esto puede influir en la carga que pueda llevar el avión.9 de la marca x-model. para ello se hizo el uso del software XFLR-5. concluyendo que este programa es una útil y valiosa herramienta.RESUMEN En el siguiente informe se realiza una simulación aerodinámica al perfil S5010. las cuales fueron similares. de manera que se obtuvieron varias graficas de las cuales se pudieron hallar: la curva de coeficiente de sustentación versus el ángulo de ataque. 1. en este modelo. este modela la superficie de sustentación de una aeronave como una lámina infinitamente delgada de vórtices discretos para computar el lift y el drag inducidos. Ya teniendo el perfil se procedió a realizársele el análisis. el cual es el análisis básico donde se puede escoger el número de Reynolds (Re). donde. los cuales fueron . el primero es un modelo matemático que predice la distribución de lift sobre la superficie de una ala en tres dimensiones. aquí se da a escoger cuatro tipos de análisis. como resultado apareció el perfil. estas se deben pasar a Excel para realizar arreglos de tal forma que solo quede las coordenada con comas (. de ahí aparecerá una ventana donde se escogieron los parámetros de la simulación. el Lifting line theory y el Vortex Lattice method. después se importaron de nuevo a .dat”. ahí se guardó el archivo siguiendo el siguiente paramento “nombre. ahora. el segundo es una método numérico (CFD) usado principalmente en diseño de aeronaves o aeromodelos y como aerodinámica educativa. el Re de este análisis fue de 100000 Re.XFLR5 se basa en el uso de dos principios. PROCEDIMIENTO Primeramente se hizo la selección del perfil aerodinámico al cual se le realizara la simulación. para lo cual se fue define analysis. 3. la resistencia del vortex se reduce a los largo de la envergadura. se hace uso del concepto de circulación y del teorema de kutta-joukowski. las cuales se obtuvieron en formato .txt. que para este caso fue el S5010. Imagen 1.txt. para ello. después se va a Xfoil direct analysis. para lo cual se llevaron las coordenadas de este perfil a XFLR5. este archivo es el cual XFLR5 podrá leer las coordenadas. Se inició XFLR5 y se abrió el archivo . se presionó “Ok”. aparecerá una ventana la cual se configurara el análisis. después en que intervalo de ángulos se realizará la simulación. primero se seleccionara el ángulo alfa (α). desde la página del Applied Aerodynamics Group de la Universidad de Illinois en Urbana-Champaign se buscaron las coordenadas. para este caso se seleccionó el tipo 1.dat. como se puede observar en la Imagen 1.) y que no tengan discontinuidad o espacio en blanco en estas. CL vs angle 1. .01 -0. por último se seleccionó analyze. la imagen 4 corresponde al coeficiente de momento versus el ángulo.5 1 0. Para que las gráficas fueran más claras en este informe se importaron los datos obtenidos a Excel y respectivamente se graficaron obteniendo las siguientes. se obtuvo lo mostrado en la imagen 2.5 0 5 10 15 20 Imagen 3.01 0 -5 -0. la imagen 5 corresponde al coeficiente de lift versus el coeficiente de drag.desde -4 hasta 16 grados. donde la imagen 3 corresponde al coeficiente de lift versus el ángulo.03 -0.5 0 -5 -0.04 0 5 10 15 20 Imagen 4.02 -0. y la imagen 6 corresponde a la relación de CL y CD versus el ángulo. Imagen 2. Cm vs Angle 0. 5 0. como se ve a continuación.1 0. los resultados obtenidos en esta simulación de XFLR5 fueron comparados con las gráficas con el volumen 2 del Applied Aerodynamics Group de la Universidad de Illinois en Urbana-Champaign. ANÁLISIS DE RESULTADOS Ahora. en la página 142 donde se muestran los resultados del análisis del S5010. Imagen 6. . 4.15 Imagen 5.5 0 0 -0.05 0.5 1 0.CL vs CD 1. primeramente se comparó la gráfica Cl vs α del XFLR5 y del volumen 2. 8 0.5 0 -10 -0. se compara de igual manera con la grafica Cl/Cd como se observa a continuación. . en la gráfica derecha dada por el volumen 2 de 100000 Re es la línea con cuadriculas.15 Imagen 8. Con esta se puede ver que son parcialmente similares.CL vs angle 1.4 0.05 0.5 0 10 20 Imagen 7. Con esto se puede observar que son bastante similares. CL vs CD 1.2 1 0.5 1 0.2 0 -0. ahora.2 0 -0. esto debido a que cuando Cl aumenta con respecto a Cd existe una pequeña desviación la cual vista desde la gráfica de Excel no es muy notorio. confirmando a correcta ejecución de la simulación.6 0.4 0.1 0.4 1. G. CONCLUSIONES De acuerdo a los resultados obtenidos se concluyó que XFLR5 es una útil herramienta para análisis matemáticos. No.5. tales así que se le puede conferir total confianza al análisis usado por el XFLR5. 6. Phillipe Guigere G. wing and plane operation at low Reynolds Number. 2008 2 Albertin J. 2012. es decir. AIAA Journal. Dagel Tom. Thesis y Artículos individuales Michael S Seling..J. S. H. 64 . 1996. C. Fundamental of aerodynamic.89. 2. Vol. six version. son bastante confiables. K. . esto porque se evidenció que los resultados obtenidos en las tablas de Excel por parte de XFLR5 son bastante similares a los resultados evidenciados en el volumen 2 del Applied Aerodynamics Group de la Universidad de Illinois.. Reportes. T. 25. XFLR5. 752 pp. and Kwok.. Lin. Analysis tool for airfoils. que las comparaciones de las gráficas de Cl versus α y Cl versus Cd. REFERENCIAS B kuhlman. “Summary of low-speed Airfoil data”.