Máster de Ensayos en Vuelo
AREA DE MECANICA DE FLUIDOS Y AERODINÁMICA
José Meseguer, Ángel Sanz
www.idr.upm.es
Máster de Ensayos en Vuelo
Índice
Características generales de los fluidos Equilibrio de gases. Atmósfera estándar Ecuaciones generales
Regímenes de vuelo
Ecuación de Bernoulli. Régimen incompresible Magnitudes de remanso en gases ideales
Ondas de choque
Interacción onda de choque - capa límite Movimiento irrotacional.
Aerodinámica. Efecto de la viscosidad
Fuerzas sobre un perfil. Teorema de Kutta-Yukovski Borde de salida afilado de los perfiles
Capa límite
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Características generales de los fluidos
Capacidad para deformarse indefinidamente bajo la acción de fuerzas exteriores
Carecen de forma, adaptándose a las condiciones externas (gases, líquidos)
No presentan resistencia a la deformación, pero sí a la velocidad de deformación (viscosidad)
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Características generales de los fluidos
Estructura molecular de la materia Fluido como medio continuo
Energía interna Presión
Temperatura Entropía
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Características generales de los fluidos
Termodinámica del equilibrio
Equilibrio mecánico y térmico
Variables de estado (p, ρ, T, e, s,..) Ecuaciones de estado
líquidos ρ = cte ; gases p/ρ = RgT Principios de la termodinámica
Equilibrio termodinámico local
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Características generales de los fluidos
Fenómenos de transporte por difusión Calor por conducción. Ley de Fourier
conductividad térmica
Masa. Ley de Fick
difusión de especies
Cantidad de movimiento.
viscosidad
Fenómenos de transporte por convección
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Equilibrio de gases. Atmósfera estándar
Equilibrio de una columna de gas
p
p+dp
dz
d d
d d
g ( )
g
p g z p g z
p R T T z
ρ ρ
ρ ρ
= − ⎫
⎬ =
= ⎭
0
d d ln d
( ) ( )
z
g o g
p g z p g z
p = R T z → p = −R
∫
T zSe supone una distribución T(z), obtenida experimentalmente
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Equilibrio de gases. Atmosfera estándar
Equilibrio de una columna de gas
ESTRATOSFERA
TROPOSFERA z (km)
T (K) 32
23
11
270 288
0
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Equilibrio de gases. Atmosfera estándar
Troposfera: T z( ) = −To
α
z (To = 288 K;α
= 6.5 K/km)g 1 g
g g
R R
o
o o o
T z
p z
p T T
α α
α α
⎛ − ⎞ ⎛ ⎞
=⎜⎝ ⎟⎠ = −⎜⎝ ⎟⎠
1 1 1
g 1 g
g g
R R
o
o o o o o
T z p T z
T p T T
α α
ρ α α
ρ
− − −
⎛ − ⎞ ⎛ ⎞ ⎛ ⎞
= ⎜⎝ ⎟⎠ = ⎜ ⎟⎝ ⎠ = −⎜⎝ ⎟⎠
Atmósfera estable:ρ disminuye con la altura
→
1 0
g
g
αR − > g 34,9 K/km
g α < R
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Equilibrio de gases. Atmosfera estándar
Atmósfera estable:ρ disminuye con la altura
1 0
g
g
αR − > 34,9 K/km
g
g α < R
Condición necesaria, pero no suficiente:
Hay otros efectos (p.e calentamiento del suelo)
Inversión térmica, dT/dz>0. Niveles de contaminación altos.
Estratosfera: marcadamente estable, peligro para contaminación.
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Ejemplo: Aerodinámica
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A380
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Sistema de ejes viento U∞
x z y
sustentación L M. guiñada
fuerza lateral Fy M. cabeceo
resistencia aerodinámica D M. balance
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Los medios continuos satisfacen cuatro principios fundamentales: 1) conservación de la materia, 2) segunda ley de Newton (balance de la cantidad de movimiento), 3) primer principio de la Termodinámica (conservación de la energía), y 4) segundo principio de la Termodinámica.
La formulación se completa con las relaciones constitutivas; p. e., la o las ecuaciones de estado para los fluidos, o la ley de viscosidad de Stokes
Ecuaciones generales
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Ecuación de conservación de la masa
D dv
ds n
V
S
d d d 0
d v s
t
∫ ρ
+∫ ρ
V n⋅ =D S
D ρ /Dt = ∂ ρ /∂t + V·∇ ρ
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Balance de cantidad de movimiento
d d ( ) d d d d
d v s p s s v
t ∫ ρ V + ∫ ρ V V n ⋅ = − ∫ n + ∫ n ⋅ τ ′ + ∫ ρ F
mD S S S D
ρ D D V t = −∇ + ∇ ⋅ ′ + p τ ρ F
mMáster de Ensayos en Vuelo
Ecuación de la energía (1/2)
( )
D
D
v rqe k T p Q
ρ t = ∇ ⋅ ∇ − ∇ ⋅ + Φ − ∇ ⋅ V q
r+
( ) ( )
v
τ ′ τ ′
Φ = ∇ ⋅ ⋅ V − ∇ ⋅ ⋅ V
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Ecuación de la energía (2/2)
( )
p
D D
D D
v rqT p
c k T Q
t t
ρ = + ∇ ⋅ ∇ + Φ − ∇ ⋅ q
r+
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Balance de cantidad de movimiento
ρ D D V τ ρ F
mt = −∇ + ∇ ⋅ ′ + p
ˆ = C x
x ρ
ˆρ ρ
∞= ˆ t
t = C U∞ ˆ
U∞
= V
V ˆ p
p = p∞ ˆ
= gm
m
F F
2 2
ˆ ˆ ˆ ˆ ˆ ˆ ˆ 1 ˆ ˆ ˆ ˆ
ˆ ˆ ˆ ( ) ˆ
ˆ 3
p gC
t U p U C U
ρ ρ μ ρ
ρ ρ
∞
∞ ∞ ∞ ∞ ∞
∂∂ + ⋅∇ = − ∇ + ⎡⎢⎣Δ + ∇ ∇ ⋅ ⎤⎥⎦ + m
V V V V V F
2 2
M U
p
γ
∞ρ
∞ ∞∞
= Fr U
2gC
=
∞Re ρ U C
∞ ∞
μ
=
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Balance de cantidad de movimiento
2
Fr U 1
gC
=
∞>>
Re ρ U C 1
∞ ∞
μ
= >>
ρ D D V
t = −∇ p
D 1
21
( ) ( )
D 2 V p
t t t ρ
∂ ∂
= + ⋅∇ = + ∇ − × ∇× = − ∇
∂ ∂
V V V
V V V V
Puede integrarse en algunos casos
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Balance de cantidad de movimiento
Re ρ U C 1
∞ ∞
μ
= >>
Efecto de la viscosidad despreciable salvo en ciertas zonas localizadas del dominio fluido (capas limites y estelas)
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Ecuación de la energía
( )
p
D D
D D
vT p
c k T
t t
ρ = + ∇ ⋅ ∇ + Φ
c T U
pC
ρ
∞ ∞ ∞ 22
U C
μ
∞2
kT C
∞
2 p
M
D Re
D
v
T c t
ρ
Φ
∞( )
p
1
D Re Pr
D k T c T
ρ t
∇ ⋅ ∇
⋅
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Ecuación de la energía
D D s
t s
t s
= ∂ + ⋅∇ =
∂ V 0
Si la entropía es constante (y la misma) en el infinito corriente arriba, es la misma constante en
todo el campo
relación de barotropía: la relación entre la presión y la densidad es única en todo el campo fluido, no
dependiendo de la temperatura de forma independiente, - movimientos de líquidos (ρ =cte)
- movimientos isentrópicos de gases (p/ργ =cte) Ecuación de estado
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- líquidos ρ = cte
- gases perfectos p = ρRT
R= 287 m2·s-2·K-1 Ecuación de estado
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Regímenes de vuelo Número de Mach Regímenes de vuelo
Número de Mach
Régimen incompresible: 0 ≤ M∞ ≤ 0,3 Régimen incompresible: 0 ≤ M∞ ≤ 0,3
Régimen compresible Régimen compresible Subsónico: 0,3 ≤ M∞ ≤ 0,8 Transónico: 0,8 ≤ M∞ ≤ 1,1 Supersónico: 1,1 ≤ M∞ ≤ 5,0
Hipersónico: 5,0 ≤ M∞
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Compresibilidad
Propagación de una perturbación en diversos regímenes de vuelo a) Subsónico bajo, b) subsónico alto, c) supersónico
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Compresibilidad
Configuraciones fluidas alrededor de un perfil para diversos números de Mach
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Ecuación de Bernoulli
2 2
0
1 1
2
ρ
∞U + p = 2ρ
∞ ∞U + p∞ = p Movimiento incompresibleMovimiento compresible Ecuación de Euler- Bernoulli
2
2 2 2 2
1 1
; / ; 1.4
2 1 2 1
a a
U U a γ p ρ γ
γ ∞ γ ∞
+ = + = =
− −
p. dinámica p. estática p. remanso
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Magnitudes de remanso en gases ideales
Movimiento sin adición de calor, fluido ideal. Se conserva la entropía.
En proceso estacionario, despreciando efectos de las fuerzas másicas (v2 >> gL) se conserva la entalpía de remanso.
1 2 o 2
h = +h v
1 2 o 2
h = +h v
2 2 2
1 2 1 1 1
2 2 2 2
p o p o o
p p
p g
v T v v
c T c T v T T
c T c T c p
ρR
= + → = + → = + = + =
2 2 2
2
1 1 1
1 1 1
2 v 2 v 2 M
p a
γ γ γ
γ ρ
− − −
+ = + = + 1 1 2 1/2
o o 2
a T
a T M
γ −
⎡ ⎤
= = +⎢⎣ ⎥⎦
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Condiciones críticas: cuando se alcanza M = 1
1/ 1 1/ 1 / 1
1 1 1 1
1 ; ;
* 2 2 * 2 * 2
o po To
p T
γ γ γ γ
ρ γ γ γ γ
ρ
− − −
− + + +
⎡ ⎤ ⎡ ⎤ ⎡ ⎤
= +⎢⎣ ⎥⎦ = ⎢⎣ ⎥⎦ = ⎢⎣ ⎥⎦ =
Magnitudes de remanso en gases ideales
1/ 1 / 1
2 2
1 1
1 ; 1
2 2
o po
M M
p
γ γ γ
ρ γ γ
ρ
− −
− −
⎡ ⎤ ⎡ ⎤
= +⎢⎣ ⎥⎦ = +⎢⎣ ⎥⎦
Utilizando la ecuación de estado y evolución isentrópica
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0 1 0,528
0 M
1
p/po ps1/po
ps2/po
Ms2
Ms1
Magnitudes de remanso en gases ideales
2( 1)1
1 2
* 1 1 2
* * 1
2 U M
AA U M
γγ
ρ γ
ρ γ
+−
⎡ + − ⎤
⎢ ⎥
= = ⎢ + ⎥
⎢ ⎥
⎣ ⎦
A*: área necesaria para
alcanzar condiciones críticas a partir de un área dada A
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Ondas de choque
Normales
v1 v2
M1> 1 ρ1 p1
M2< 1 ρ2
p2
v1 d1 d2 v2
1 1
1 1
1 1
d v
t f
v d
= = 2 2 2 2
2 2
d v
t f
v d
= =
Se conserva la entalpía de remanso
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Ondas de choque
M1>M2> 1 M1> 1
M1> 1
δ < δmax δ> δmax
Oblicuas
M1> 1 M2< 1 M3> 1
Curvas
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Ondas de choque
Expansión de Prandtl-Mayer
M1 > 1
M2 > M1 p1
ρ1
ρ2 < ρ1 p2 < p1
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Interacción onda de choque - capa límite
Onda de choque normal y una capa límite turbulenta
Corriente principal: fluido que pasa a través de la onda de choque.
Capa intermedia: fluido pasa a través de la onda oblicua (tendrá una presión de remanso diferente de la del flujo principal) Capa viscosa: incluye la zona de separación.
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La forma de la interacción depende del espesor de la capa límite Interacción onda de choque - capa límite
Sistemas de ondas en presencia de :
(a) una capa límite delgada, y (b) una capa límite gruesa
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Movimiento irrotacional.
Γ =
C∫
V⋅dl Circulación(U x W zd d ) U W d dx z
z x
∂ ∂
⎛ ⎞
Γ =
C∫
+ =∫∫
S ⎜⎝ ∂ − ∂ ⎟⎠Circulación a lo largo de C, es el flujo del rotor a través de S (Teorema de Stokes)
( )
d d
σ
Γ =
C∫
V ⋅ =l∫∫
S ∇×V n⋅d U W d d
z x x z
∂ ∂
⎛ ⎞
Γ = ⎜⎝ ∂ − ∂ ⎟⎠ Giro de la partícula
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Hilos de torbellinos
Conservación de la Circulación
( ) d
34π
o
r
×
= Γ ∫ x r
V x
C
Ley de Biot-Savart
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Movimiento irrotacional
Si el irrotacional en S es nulo, la circulación a lo largo de C también
Si la circulación es nula en cualquier línea, no depende del dominio de integración, el integrando es una diferencial exacta, V·dl = dΦ .
V = ∇Φ,
.d d U x V y W zd d d dx dy dz .d
x y z
∂Φ ∂Φ ∂Φ
= Φ = + + = + + = ∇Φ
∂ ∂ ∂
V l l
Φ(x,y,z,t), potencial de velocidades
( , , )
x y z
∂Φ ∂Φ ∂Φ
= = ∇Φ
∂ ∂ ∂
V
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Aerodinámica
De las hipótesis de número de Reynolds alto y capa límite adherida, fuerzas másicas despreciables y número de Mach pequeño (la densidad del aire se puede suponer constante), se deduce que la circulación del vector velocidad a lo largo de una línea fluida cerrada se debe mantener constante. Como además se supone que el avión se mueve a través del aire en calma, el movimiento es irrotacional corriente arriba y por tanto irrotacional en todo el dominio fluido.
En estas circunstancias la velocidad del fluido deriva de un potencial de velocidades, Φ, que ha de satisfacer la ecuación de Laplace
2 2 2
2 2 2 0
∂ Φ ∂ Φ ∂ Φ
ΔΦ = + + =
∂ ∂ ∂
( ) 0
∇ ⋅ = ∇ ⋅ ∇Φ = ΔΦ = V
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Efecto de la viscosidad
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IDR/UPM, E.T.S.I. AERONÁUTICOS
Fuerzas sobre un perfil. Teorema de Kutta- Yukovski
Fuerzas sobre un perfil. Teorema de Kutta- Yukovski
Cálculo de las fuerzas aerodinámicas globales sobre el perfil
Volumen de control para aplicar el teorema de
conservación de la
cantidad de movimiento Cálculo de las fuerzas aerodinámicas globales sobre el perfil
Volumen de control para aplicar el teorema de
conservación de la
cantidad de movimiento
θ
l = ρ
∞ΓU
∞ fórmula de Kuttad = 0
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IDR/UPM, E.T.S.I. AERONÁUTICOS
Borde de salida afilado de los perfiles.
Hipótesis de Kutta
Borde de salida afilado de los perfiles.
Hipótesis de Kutta
La corriente se acelera en el extradós y se frena en el intradós
La corriente se acelera en el extradós y se frena en el intradós
¿Qué pasa si el borde de salida es romo?
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IDR/UPM, E.T.S.I. AERONÁUTICOS
Generación de sustentación Generación de
sustentación
Borde de salida afilado de los perfiles.
Generación de circulación
Borde de salida afilado de los perfiles.
Generación de circulación
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IDR/UPM, E.T.S.I. AERONÁUTICOS
Borde de salida afilado de los perfiles. Hipotesis de Kutta Borde de salida afilado de los perfiles. Hipotesis de Kutta
Generación de sustentación Generación de
sustentación
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IDR/UPM, E.T.S.I. AERONÁUTICOS
Distribución de fuerzas sobre un perfil Distribución de fuerzas sobre un perfil
La distribución de presión genera una La distribución de presión genera una
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Números de Reynolds altos: la viscosidad se aprecia sólo en la capa límite, que es muy delgada, y en la estela viscosa.
capa límite 1/6 capa límite 1/6
- La presión es constante a lo largo de rectas perpendiculares a la superficie del perfil - No influye en el campo exterior de presiones
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capa límite 2/6 capa límite 2/6
Ensanchamiento: va gastando la cantidad de movimiento
gradiente de presiones favorable: la capa límite se acelera y gana cantidad de movimiento, lo que ayuda a equilibrar el
τw
p p + dp
fricción, deceleración de láminas contiguas gradientes adversos de presión
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capa límite 3/6
capa límite 3/6
desprendimiento-gradiente adverso de presión: las láminas fluidas más cercanas a la pared se deceleran comparativamente más que las más alejadas -las partículas próximas a la pared terminan por retroceder en vez de avanzar
p1
p2 p3
p1 < p2 < p3
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La hipótesis de que la capa límite es delgada puede dejar de ser válida incluso antes del desprendimiento.
En estas condiciones la viscosidad influye en el campo de presiones sobre el obstáculo.
capa límite 4/6
capa límite 4/6
desprendimientoMáster de Ensayos en Vuelo
Laminar: las láminas fluidas se mueven ordenadamente y entre ellas hay sólo un intercambio viscoso (a escala molecular) de cantidad de movimiento.
- inestable (pasa a turbulenta: transición)
- mezcla poco eficaz, perfil poco lleno, baja fricción, poco resistente
capa límite 5/6
capa límite 5/6
Laminar/turbulentaa) b)
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Turbulenta: las partículas fluidas, que inicialmente se movían paralelamente entre sí, siguen trayectorias que se entrecruzan de forma muy complicada
Intercambio de cantidad de movimiento tiene lugar a escala macroscópica.
- mezcla muy eficaz - perfil muy lleno - alta fricción
- resistente a gradientes adversos de presión
Régimen de crucero: interesa retrasar la transición (perfiles laminares) Retrasar desprendimiento: generadores de turbulencia
capa límite 6/6
capa límite 6/6
Laminar/turbulentaMáster de Ensayos en Vuelo