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2.2 AERODINÁMICA
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2.2 - Aerodinámica

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2.2 - Aerodinámica
2.2.1 Flujo de Aire Alrededor de un Cuerpo
2.2.2 Paradoja de D’Alembert
2.2.3 Efecto Magnus
2.2.4 Capa Límite
2.2.5 Régimen Laminar y Régimen Turbulento
2.2.6 Desprendimiento de la capa límite
2.2.7 Número de Reynolds
2.2.8 Flujo de Corriente Libre
2.2.9 Sustentación y Pérdida
2.2.10 Manantiales, Sumideros y Puntos de Remanso
2.2.11 Vórtices y “Strakes”
2.2.12 Terminología del Perfil Aerodinámico
2.2.13 Geometría del Ala
2.2.14 Terminología del Ala
2.2 AERODINÁMICA

2.2 AERODINÁMICA
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Cuando un cuerpo sólido se desplaza a través
de una masa de aire, las partículas del fluido se
comportan de distinta forma dependiendo de
su distancia a la superficie del objeto.
El hecho de que las partículas de aire se
muevan casi libremente, hace que las que
están próximas al cuerpo interaccionen con
éste, ejerciendo fuerzas de presión.
Sin embargo, las partículas de aire que están
alejadas del objeto, apenas varían su
comportamiento con el movimiento de ese
cuerpo sólido.

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Efecto Coanda
El efecto Coanda es el fenómeno físico en el
cual una corriente de fluido tiende a ser
atraída por una superficie vecina a su
trayectoria.
Esta efecto se da gracias a los esfuerzos
cortantes que ejerce el fluido basado en su
viscosidad.
Para que este efecto sea efectivo la superficie
debe tener una curvatura adecuada que
permita al fluido el seguimiento de la misma,
por ejemplo, el fluido seguirá mejor una
superficie de curvaturas suaves que una con
zonas angulosas o cuadradas.

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Si suponemos un cilindro inmerso en
una corriente de fluido, tal como se
aprecia en la figura (1), y aplicamos
Bernoulli se puede concluir que queda
un resultado de distribución de
presiones como el que muestra la
figura (2).
En definitiva vemos que las velocidades
han aumentado a su paso por la zona
superior e inferior del cilindro, y por
ello las presiones en estas zonas es más
baja.
Vemos también que el punto R es
donde más se ha frenado la corriente
del fluido, y por ello este punto y su
simétrico tienen presiones máximas.
Figura (1)
Figura (2)

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Paradoja de D’Alémbert
Como puede observarse en la figura, la distribución de
presiones es completamente simétrica. Como resultado de
esto, no existirá ninguna fuerza resultante en ninguna dirección
ya que todas se cancelan entre ellas.
En este caso, el movimiento de avance del fluido alrededor del
objeto no encuentra ningún obstáculo. Tampoco existe fuerza
de sustentación en este caso (Debido a la simetría geométrica).
Recuérdese que estamos considerando fluido sin viscosidad.
La no existencia de resistencia, en contradicción con la realidad,
debido a no considerar la viscosidad, se conoce con el nombre
de paradoja de D'Alémbert.
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Si dibujamos la distribución de presión que se crea a un lado y otro
del perfil simétrico, vemos que es totalmente simétrica respecto a la
cuerda del perfil, pero de sentido opuesto.
En el extradós actúan fuerzas debidas a la presión dirigidas hacia
arriba y en el intradós hacia abajo. Hay también zonas de presión
simétricas en los bordes de ataque y salida, que originan asimismo
fuerzas iguales y opuestas.
Por tanto, un perfil simétrico con ángulo de ataque cero, expuesto a
la corriente de un fluido ideal (sin viscosidad), no genera fuerza
resultante en el sentido del movimiento del fluido o en el sentido
normal a él.
Recuérdese que estamos considerando fluido sin viscosidad.
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El hecho de que no se produzcan fuerzas en el sentido del
movimiento (resistencia al avance), es una circunstancia contraria
a la observación de la naturaleza y se conoce con el nombre de
paradoja de D'Alambert.
Obviamente, basta que demos una pequeña inclinación al perfil
para que la distribución de presión cambie a un lado y otro y se
produzcan fuerzas aerodinámicas resultantes.
No obstante, en la realidad no existe tal paradoja, ya que el aire
NO es un fluido ideal y SI tiene viscosidad, por tanto, en la
realidad siempre va a existir una fuerza resultante debida al
rozamiento causado por la viscosidad del fluido, aunque el perfil
fuese simétrico y estuviese perfectamente alineado con el viento
relativo.
2.2 AERODINÁMICA
(a) Supuesto con fluido ideal (sin viscosidad)
(b) Supuesto con fluido real (con viscosidad)

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2.2.3 Efecto Magnus
El efecto Magnus es el fenómeno físico por el cual la
rotación de un objeto afecta a la trayectoria del
mismo a través de un fluido, como por ejemplo, el
aire.
Es producto de varios fenómenos, incluido el
principio de Bernoulli y la condición de no
deslizamiento del fluido encima de la superficie del
objeto.
Un objeto en rotación crea un flujo rotacional a su
alrededor. Sobre un lado del objeto, el movimiento
de rotación tendrá el mismo sentido que la corriente
de aire a la que el objeto está expuesto. En este lado
la velocidad se incrementará.
En el otro lado, el movimiento de rotación se produce
en el sentido opuesto a la de la corriente de aire y la
velocidad se verá disminuida.
2.2 AERODINÁMICA

2.2 AERODINÁMICA
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2.2.3 Efecto Magnus
La presión en el aire se ve reducida desde la
presión atmosférica en una cantidad proporcional
al cuadrado de la velocidad, con lo que la presión
será menor en un lado que en otro, causando una
fuerza perpendicular a la dirección de la corriente
de aire.
Esta fuerza desplaza al objeto de la trayectoria que
tendría si no existiese el fluido.
Los tiros con efecto que realizan los futbolistas por
ejemplo están basados en el efecto Magnus.
El efecto Magnus nos permite experimentar de
manera sencilla y visual como funciona el principio
de Bernoulli aplicado a un cuerpo inmerso en un
fluido.

2.2 AERODINÁMICA
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2.2.4 Capa Límite
Cuando el aire u otro fluido, desliza sobre la superficie de un cuerpo sólido, hay partículas de dicho fluido que se
adhieren a la pared de la superficie.
Otras partículas, las adyacentes, son frenadas por esta lámina adherida al sólido, pero continúan en movimiento.
El proceso de rozamiento y frenado del aire en movimiento por las paredes del sólido llega a formar una capa de
fluido, de cierto espesor, que está afectada por el rozamiento. Esta capa de aire recibe el nombre de "capa limite".

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2.2.4 Capa Límite
Se establece así un campo de velocidad
creciente del aire a medida que discurre más
lejos de la pared (superficie del ala).
Se llega a un punto donde la velocidad del
aire es prácticamente la misma
(aproximadamente el 99%) que tiene la
corriente libre que circula alrededor del
cuerpo sólido.
Ahí termina la capa limite, allí donde sus
efectos de frenado son prácticamente
inapreciables.

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2.2.4 Capa Límite
Cuanto mayor es la longitud del ala (o del cuerpo
en cuestión), más partículas de aire son afectadas
por fricción.
La capa limite es mayor y crece en longitud y en
espesor. Es decir, empieza siendo muy fina en el
borde de ataque y aumenta continuamente hacia
el borde de salida.
Genéricamente, el espesor de esta capa limite
depende del tipo del fluido, de la velocidad
relativa entre cuerpo y fluido, de la forma de la
superficie del objeto y de lo lisa que sea esta
superficie.
En un avión comercial la capa limite puede llegar
a tener un espesor de 2 a 3 cm. hacia la mitad de
la cuerda del perfil.

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Existen dos tipos principales de flujo en los
fluidos: laminar y turbulento.
Se llama flujo laminar o corriente laminar al
movimiento de un fluido cuando este es
ordenado, estratificado y suave.
En un flujo laminar el fluido se mueve en láminas
paralelas sin entremezclarse, y cada partícula de
fluido sigue una trayectoria suave llamada línea
de corriente o línea de flujo.
Se llama flujo turbulento o corriente turbulenta
al movimiento de un fluido cuyas partículas se
mueven de forma caótica, creándose pequeños
remolinos periódicos en sus trayectorias.

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La capa límite en el ala de un avión empieza
siendo laminar pero a partir de un
determinado punto pasa a ser turbulenta.
A medida que más y más partículas de aire son
frenadas por fricción con la placa, se alcanza un
punto, a lo largo de la misma, donde la capa
deja de ser laminar.
Se produce el fenómeno denominado
"transición". La "transición" de la capa limite es
el momento de paso de capa limite laminar a
turbulenta.
Es el mecanismo que termina con la estabilidad
laminar de la capa, que se transforma en capa
limite turbulenta.

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La capa limite turbulenta tiene mayor energía cinética que la
laminar. En la capa limite turbulenta se produce un
movimiento muy desordenado de las partículas del aire. Ello
quiere decir que hay más energía cinética en dicha capa.
Esta energía cinética se puede traducir en mayor
inestabilidad y mayores fuerzas de rozamiento, por tanto, es
deseable que la capa límite de la aeronave sea laminar.
En el caso de la capa limite turbulenta, existe una agitación
continua de las partículas del fluido en dirección transversal
a la pared. Este movimiento perpendicular a la pared no
puede existir en las proximidades de ésta. Por tal motivo,
debajo de la capa limite turbulenta existe siempre una capa
laminar de un espesor muy pequeño.

2.2 AERODINÁMICA
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El desprendimiento de la capa límite se da
cuando la corriente de fluido se separa de la
superficie con la que está en contacto.
la capa límite se separa cuando el fluido ha
avanzado lo suficiente como para que su
velocidad con respecto a la superficie se haga
cero e invierta el sentido de su movimiento.
El flujo se desprende de la superficie y toma la
forma de torbellinos y vórtices.
Este fenómeno no es nada deseable ya que
aumenta la resistencia aerodinámica e implica
una perdida de sustentación en la zona donde
se haya dado la separación.

2.2 AERODINÁMICA
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Analizando el comportamiento del fluido a lo largo de su recorrido por el ala concluimos entonces que este
empieza en régimen laminar, pasa por una zona de transición (que en ocasiones se aproxima a un punto de
transición para simplificar el modelo), la zona de transición es una zona que no podemos caracterizar como
laminar pero tampoco como turbulenta, en esta zona las propiedades del fluido son intermedias entre ambos
regímenes. Y por último, en caso de que se den las condiciones, este fluido se separa de la superficie con el que
está en contacto generando lo que denominamos desprendimiento de la capa límite.

2.2 AERODINÁMICA
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La zona de transición y el punto de separación
dependen del ángulo de ataque.
A medida que el ángulo se hace mayor, la zona de
transición se adelanta. Esto mismo (aunque no se
aprecia en esta figura) ocurre para el punto de
separación.
El perfil puede sustentar en régimen turbulento,
de ahí que observamos en la gráfica como se
mantiene la proporción de mayor sustentación
cuanto mayor ángulo de ataque, hasta cierto
punto, este punto, en el que se pierde la
sustentación, es en el que la aeronave entra en
pérdida, debido a que se ha separado demasiada
proporción de su capa límite.
Por esto, debemos asociar la entrada en pérdida
con la separación y no con el régimen turbulento.

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El número de Reynolds se define como la relación entre las
fuerzas inerciales y las fuerzas viscosas presentes en un fluido.
Este relaciona la densidad, viscosidad, velocidad y dimensión
típica de un flujo en una expresión adimensional, que interviene
en numerosos problemas de dinámica de fluidos.
Dicho número aparece en muchos casos relacionado con el
hecho de que el flujo pueda considerarse laminar (número de
Reynolds pequeño) o turbulento (número de Reynolds grande).
NOTA: Los valores de este número que determinan la frontera
entre laminar y turbulento dependen mucho del tipo de
problema y según autores de diferentes estudios puede variar
mucho en función del fenómeno que se esté estudiando dentro
de la mecánica de fluidos.
(Por ejemplo, no es lo mismo estudiar un avión que el flujo de
agua por una tubería, aunque en ambos casos hablamos de un
problema de fluidos con sus correspondientes Reynolds).
Los valores aquí mostrados son
puramente orientativos para que
tengamos un orden de magnitud.

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En el numerador tenemos la multiplicación de la densidad del fluido por su velocidad relativa y por la dimensión
D que solemos tomar como la distancia medida desde el borde de ataque.
En el denominador tenemos el coeficiente de viscosidad del fluido.
Teniendo en cuenta la dependencia de este número con la distancia a la que nos encontremos del borde de
ataque, podemos concluir que cada punto de la aeronave tiene un número de Reynolds diferente, y que estos a
su vez dependen también de las propiedades del aire así como de la velocidad.

2.2 AERODINÁMICA
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Teoría de las semejanzas
La teoría de las semejanzas es aquella que se emplea
para el trabajo con modelos a escala en túneles
aerodinámicos con el objetivo de que el
comportamiento de los mismos sea lo más cercano
posible a como se comportaría en una situación real el
objeto en cuestión.
La teoría de las semejanzas manifiesta que los
criterios fundamentales para establecer la semejanza
de un modelo a escala con el objeto real son los del
número de Reynolds y el número de Mach.
Para analizar mediante un modelo a escala los
fenómenos que podrían ocurrir en el objeto real es
necesario que entre ambos (modelo y objeto real)
exista semejanza geométrica, cinemática y dinámica.

2.2 AERODINÁMICA
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Teoría de las semejanzas
La igualdad de los números de Reynolds es condición
necesaria y suficiente para la similitud de fenómenos
aerodinámicos. En otras palabras, el número de
Reynolds es el criterio de similitud de los fenómenos
aerodinámicos por fuerza de rozamiento.
Incluso actualmente, la manera más eficaz de simular al
flujo turbulento es mediante el uso de un túnel
aerodinámico de capa límite.
Los túneles aerodinámicos de capa límite son el método
por excelencia de probar el flujo externo y la mayoría de
los expertos están de acuerdo en que esto seguirá
siendo así aún teniendo en cuenta el progreso de los
procesos de cálculo por simulaciones computacionales.

2.2 AERODINÁMICA
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Teoría de las semejanzas – Túnel de viento Vs CFD
Es necesario aclarar que para muchas aplicaciones, la Dinámica
de Fluidos Computacional (CFD, según sus siglas en inglés)
puede mejorar y posiblemente reemplazar el uso de túneles de
viento.
Por ejemplo, para analizar un problema completo en el que
analicemos como reacciona la estructura a las cargas
aerodinámicas, los modelos de elementos finitos simulados por
computadora permiten analizar estos problemas de elevada
complejidad con resultados cada vez más fiables.
Tengamos en cuenta que un problema así requiere un
modelado para la estructura y otro para el campo fluido, ambos
de una dificultad muy elevada a la hora de los cálculos.
Sin embargo, debe notarse que, para situaciones dónde el flujo
turbulento externo está presente, el CFD aún no es tan eficaz
como el túnel de viento.

2.2 AERODINÁMICA
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Viento Relativo:
En aeronáutica, el viento relativo es la dirección del
movimiento de la atmósfera con respecto a una
aeronave o un perfil alar.
Es opuesta a la dirección del movimiento de la aeronave
o del perfil alar con respecto a la atmósfera.
Cerca de cualquier punto de la superficie de una
aeronave, el aire se mueve de forma paralela a la
superficie; pero a una gran distancia de la aeronave, el
movimiento del aire puede representarse mediante un
único vector.
Este vector es el viento relativo o el vector de velocidad
de la corriente libre.

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Viento Relativo:
La corriente fuera de la capa limite se conoce
como corriente exterior.
En líneas generales, esta corriente exterior se
dividirá en corriente libre (no perturbada por la
presencia del cuerpo inmerso en ella) y corriente
perturbada (por dicho cuerpo).
La presencia del cuerpo hace que las líneas de
corriente tengan que rodearlo, lo que provoca una
distorsión en ella, y estas líneas, que venían de
una región no perturbada y uniforme y eran
paralelas, se curvan en las proximidades del
cuerpo, pierden su paralelismo, se estrechan,
ensanchan, etc.. hasta que aguas abajo vuelen a
adquirir la uniformidad y el paralelismo que tenían
antes.

2.2 AERODINÁMICA
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En estos fenómenos locales alrededor del
cuerpo, si se aplican las ecuaciones ya vistas
de continuidad y Bernoulli, se obtienen unas
asimetrías que explican la generación de
fuerzas aerodinámicas.
Se puede observar un paralelismo entre lo
que ocurre en el tubo de Venturi y lo que
ocurre alrededor de un perfil aerodinámico.
De esta forma, observamos como en el
extradós del ala se produce una bajada de
presión que justifica la sustentación generada
por el efecto de la ecuación de Bernoulli.

2.2 AERODINÁMICA
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Sustentación - Bernoulli:
Así tenemos que aparece una fuerza
generada por la diferencia de presiones
establecida entre el intradós (Presión igual
o ligeramente superior a la atmosférica) y
extradós (Presión inferior a la atmosférica
gracias al efecto deducido de la ecuación
de Bernoulli).
No obstante, este efecto no es el único
responsable de la fuerza total de
sustentación.
Hay que tener en cuenta también el efecto
que se produce por acción y reacción
aplicando la tercera ley de Newton al flujo
de aire desviado hacia abajo por el ala.

2.2 AERODINÁMICA
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Sustentación - Bernoulli:
Cuando se dan las
condiciones de humedad y
temperatura adecuadas, se
puede observar la
condensación de la humedad
sobre las alas generada como
consecuencia de la bajada de
presión sufrida en el extradós
por el efecto de Bernoulli.
En imágenes como esta se
puede apreciar a simple vista
la distribución de la
sustentación y su variación
desde la raíz hasta punta del
ala.

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Sustentación - Newton:
Para entender el efecto sustentador
que produce la tercera ley de Newton
aplicada a la deflexión de aire,
podemos imaginar como sustenta un
perfil aerodinámico que no se vea
afectado por el efecto de Bernoulli.
Para esto, podemos observar como
una simple placa plana orientada con
cierto ángulo de ataque respecto al
viento relativo, genera una fuerza de
sustentación por haber desviado este
flujo de aire hacia abajo.

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Sustentación: Bernoulli + Newton:
La combinación de ambas fuerzas es la
que hace que el avión pueda sustentar y
por tanto compensar a la fuerza de
gravedad para volar.
NOTA: A la desviación de aire hacia
abajo que se produce en el borde de
salida del ala se le conoce como
‘Downwash’.
Si observamos la desviación de aire en
el borde de ataque podemos ver que se
produce una desviación hacia arriba del
flujo de aire, esta se conoce como
‘Upwash’ y es responsable en parte de
que el ala tenga un momento de
cabeceo que tiene a picar el morro del
avión.

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Sustentación: Bernoulli + Newton (Fórmula):
Matemáticamente, la sustentación total se designa
con la letra L de “Lift”.
CL es el coeficiente de sustentación. Esta variable
depende fundamentalmente del ángulo de ataque del
perfil aerodinámico (AOA).
𝜌 es la densidad del aire.
S es la superficie alar de la aeronave.
V es la velocidad de la aeronave (TAS).
El coeficiente global CL incluye también la relaciones
físicas más complejas que existen en el movimiento de
un sólido en el aire, es un factor que debe obtenerse
de forma experimental (túnel de viento) o
computacional (métodos de elementos finitos).
L=
1
2
CL𝜌𝑆𝑉 2

2.2 AERODINÁMICA
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El ángulo de ataque es uno de los términos
responsables de la sustentación. Cuando hablamos de
perfiles aerodinámicos, el ángulo de ataque es el que
forma la cuerda del perfil con la dirección del viento
relativo.
La variación del coeficiente de sustentación es casi
una línea recta entre 0° y 10° a 12° y aumenta de
forma proporcional con el ángulo de ataque. luego la
sustentación inicia un crecimiento más suave.
Entre 14° y 16° aproximadamente se alcanza el valor
máximo de la sustentación para disminuir a
continuación repentinamente, esta última situación es
la denominada pérdida (stall).
L=
1
2
CL𝜌𝑆𝑉 2

2.2 AERODINÁMICA
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Como puede observarse en la fórmula, la importancia
de la velocidad es superior al resto de variables, ya
que esta está expresada al cuadrado.
Por tanto, la sustentación total que produce una
sección aerodinámica crece muy rápidamente con la
velocidad del aire.
Para mantener el avión en vuelo recto y nivelado y
compensar el incremento de sustentación que
adquiere por la velocidad, el avión que vuela a mayor
velocidad, deberá disminuir su ángulo de ataque
respecto al que vuela con menor velocidad, ya que de
otra forma la aeronave a mayor velocidad iniciaría un
ascenso.
L=
1
2
CL𝜌𝑆𝑉 2

2.2 AERODINÁMICA
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Sustentación: Pérdida (Stall)
Cuando el coeficiente de sustentación CL decrece rápidamente
debido a un ángulo de ataque excesivo, se denomina zona de
pérdida aerodinámica, y el ala deja de producir sustentación.
Esto se debe a que el ángulo de ataque es tan grande, que el
flujo de aire en el extradós se desprende de la superficie del
perfil, produciéndose la entrada en pérdida de éste. En estas
condiciones, se dice que el perfil está "en pérdida“.

2.2 AERODINÁMICA
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Las alas de una aeronave con flujo en estas
condiciones no pueden mantener la
aeronave en el aire y se dice que la
aeronave está en pérdida; pierde altura de
forma más o menos acusada y el avión no
se sustenta y terminará cayendo.
La entrada en pérdida está relacionada con
el desprendimiento de la capa límite,
cuando el desprendimiento se produce
cerca del borde de ataque, o lo que es lo
mismo, afecta a la mayor parte de la capa
límite, se dice que el perfil entra en
pérdida. En un avión la pérdida se da
cuando la mayor parte del ala sufre este
desprendimiento de capa limite.

2.2 AERODINÁMICA
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Esta situación de desprendimiento de la
corriente también se puede producir si la
corriente de aire que entra al avión se
encuentra fuertemente perturbada, por
ejemplo por turbulencias atmosféricas o por
el paso reciente de otra aeronave.
Por esta razón se deben espaciar en el
tiempo las operaciones de aterrizaje y
despegue de aeronaves en la misma pista,
especialmente si hay una diferencia de
tamaño importante.
El caso más desfavorable es que una
aeronave de pequeño tamaño entre en la
estela turbulenta de una aeronave de
mayor tamaño.

2.2 AERODINÁMICA
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Existe otra situación en la que una aeronave puede
entrar en pérdida con independencia del ángulo de
ataque.
Es el caso de la entrada en pérdida por baja velocidad.
Tengamos en cuenta que existe una velocidad mínima
por debajo de la cual no hay sustentación suficiente
para mantener la aeronave en vuelo. Esta velocidad se
denomina VS del inglés “stall”.
Esta velocidad varía en función del peso de la
aeronave, siendo mayor cuanto más cargado esté el
avión.
La velocidad de entrada en perdida también aumenta
en caso de que se esté realizando una maniobra en vez
de realizar vuelo nivelado.

2.2 AERODINÁMICA
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Los manantiales: emiten fluido induciendo
velocidades radiales en los puntos del
campo fluido de manera que las partículas
se alejan del centro del manantial.
Conforme nos alejamos del manantial la
velocidad de las partículas disminuye.
Los sumideros: absorben fluido de manera
que la velocidad también es radial pero se
dirige hacia el centro del sumidero.
Los puntos de remanso: Son aquellos en los
que la velocidad del fluido es nula. Por
ejemplo, si enfrentamos dos manantiales
(ver imagen) se puede ver un punto de
remanso entre ellos (En la imagen a este
punto se le ha llamado “A”).

2.2 AERODINÁMICA
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Relación de la posición del punto de remanso con la entrada en pérdida:
A medida que el AOA aumenta y el desprendimiento de la capa límite
avanza hacia el borde de ataque, el punto de remanso del propio borde
de ataque se desplaza hacia abajo, en dirección al intradós del ala.
Esto permite detectar la entrada en pérdida con sensores de
construcción muy sencilla colocándolos en el punto adecuado del borde
de ataque. (Ver foto)

2.2 AERODINÁMICA
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Un vórtice es un fluido en rotación alrededor de un
eje con trayectorias de corriente circulares
cerradas o helicoidales abiertas.
En los vórtices las velocidades son crecientes
conforme nos acercamos al eje del mismo. Al
aumentar la velocidad del fluido cerca del eje del
vórtice, este experimenta una bajada de presión en
estas zonas que en ocasiones se hace visible
gracias a la condensación de la humedad.
Los vórtices pueden ser un fenómeno indeseable,
como es el caso de los vórtices de punta de ala;
pero también pueden ser favorables en casos muy
concretos, para estos casos existen dispositivos
aerodinámicos diseñados para crear vórtices en
lugares muy concretos donde ayudan a la
aerodinámica de la aeronave. Estos dispositivos se
denominan “Strakes”.

2.2 AERODINÁMICA
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Generadores de vórtice (Strakes)
El hecho de que los vórtices están constituidos por
corrientes circulares de aire a gran velocidad se
puede aprovechar para adherir la capa límite en
zonas donde se puede producir desprendimiento
de capa límite.
En general, cualquier dispositivo que aumente la
velocidad de la corriente dentro de la capa límite
evitará el desprendimiento de la misma y retrasara
la entrada en perdida del perfil y por tanto de la
aeronave.
Por eso generar vórtices en determinadas zonas de
la aeronave nos puede ayudar a retrasar la entrada
en pérdida.

2.2 AERODINÁMICA
1435
Los Strakes, o generadores de
vórtices, son superficies creadas
con la intención de crear vórtices
sobre superficies que están en
condiciones de desprendimiento de
capa límite.
Así, con estas superficies
conseguimos mejorar la
aerodinámica de la aeronave,
especialmente en maniobras de
altos ángulos de ataque, donde las
condiciones de desprendimiento
son más habituales.

2.2 AERODINÁMICA
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Uno de los strakes más usado es el que se coloca en el carenado de los motores que van posicionados bajo las alas,
ya que los motores en este caso deterioran la aerodinámica del ala y el strake ayuda mejorar esta situación.

2.2 AERODINÁMICA
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2.2 AERODINÁMICA
1435
En esta simulación la aeronave tiene un ángulo de ataque de 14°

2.2 AERODINÁMICA
1435
Se denomina perfil alar, perfil
aerodinámico o simplemente perfil,
a la forma del área transversal de un
elemento, que al desplazarse a
través del aire es capaz de crear a su
alrededor una distribución de
presiones que genere sustentación.
Las dimensiones que caracterizan a
cada perfil son las que vemos en las
imágenes adjuntas.
Debido a que la mayoría de los
manuales están en inglés, debemos
conocer esta terminología también
en inglés.

2.2 AERODINÁMICA
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- Borde de ataque: Es el borde anterior del perfil.
Punto más adelantado del perfil.
- Borde de salida: Es el borde posterior del perfil.
Punto más retrasado del perfil.
- Extradós: Es la superficie superior del ala. Línea
superior que une B.A. con B.S.
- Intradós: Es la superficie inferior del ala. Línea
inferior que une B.A. con B.S.
- Línea de cuerda: Es la línea recta imaginaria que
une el borde de ataque con el borde de salida.
- Cuerda: Es el segmento de la línea de cuerda
comprendido entre el borde de ataque y el borde
de salida.
- Espesor: Es la distancia entre el extradós y el
intradós. Esta distancia varia a lo largo de la
cuerda. Se expresa en % de la cuerda. El valor
máximo del espesor varia desde un 3% (perfil
delgado) hasta un 18% (perfil grueso).

2.2 AERODINÁMICA
1435
- Línea de curvatura media: Unión entre B.A y B.S
pasando por todos los puntos equidistantes entre
extradós e intradós. (A diferencia de la línea de
cuerda, la de curvatura media puede NO ser una
recta, de hecho lo más habitual es que no sea
recta).
- Ordenada máxima de la línea de curvatura media:
Es la máxima distancia entre la línea de curvatura
media y la cuerda. Suele darse en % de la cuerda.
- Radio de curvatura del borde de ataque: Radio de
un circulo tangente al extradós e intradós, y con
su centro situado en la línea tangente en el origen
a la línea de curvatura media. La magnitud del
radio de curvatura define la agudeza del B.A.
Tiene efectos importantes en las características
de pérdida. Un radio de curvatura de valor
pequeño da un B.A. agudo y puede causar una
separación temprana de la capa limite cerca del
B.A.

2.2 AERODINÁMICA
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Efecto del radio de curvatura del borde de ataque
El radio de curvatura del borde de ataque define la
forma del borde de ataque y es el radio de un
circulo tangente al extradós e intradós, y con su
centro situado en la línea tangente en el origen de
la línea de curvatura media.
Cuanto mayor sea el radio de curvatura del borde
de ataque, mayor será el CL max Los valores de
alrededor de un 2% de la cuerda se emplean para
velocidades pequeñas. Los valores muy pequeños,
próximos a 0, es decir borde afilado, son los
adecuados para vuelo supersónico, aunque
implique un desprendimiento de la capa limite con
ángulos de ataque bajos.

2.2 AERODINÁMICA
1435
Efecto de la curvatura del perfil
Un perfil curvado (“cambered”)
tendrá más sustentación que un
perfil sin curvatura (“uncambered”)
para un mismo ángulo de ataque.
Además, los perfiles con curvatura
generan sustentación con ángulo de
ataque nulo (ver gráfica).
En contra, el perfil curvado presenta
mayor resistencia aerodinámica y su
ángulo de ataque máximo o ángulo
de entrada en pérdida es más
pequeño.

2.2 AERODINÁMICA
1435
Efecto de la curvatura del perfil
Todos los efectos asociados a la
curvatura del perfil, tanto los
beneficiosos como los perjudiciales,
se acentúan más a medida que
aumentamos la curvatura del perfil.
(Ver gráfica)

2.2 AERODINÁMICA
1435
Efecto del espesor del perfil
Un perfil con mayor espesor tendrá
más sustentación que un perfil mas
esbelto para un mismo ángulo de
ataque.
En contra, el perfil de mayor espesor
respecto al perfil con menor espesor
presentará mayor resistencia
aerodinámica y su ángulo de ataque
máximo o ángulo de entrada en
pérdida será más pequeño.
(Ver gráfica)

2.2 AERODINÁMICA
1435
A lo largo de la historia la
evolución de la ingeniería ha
dado lugar a distintas formas
de ala. Cada una de ellas tiene
determinadas características
que las hacen más adecuadas
para diferentes condiciones de
vuelo o para diferentes
tecnologías y costes de
fabricación.
La imagen adjunta muestra las
diferentes configuraciones que
podemos encontrar.

2.2 AERODINÁMICA
1435
Las primeras alas diseñadas
eran de forma rectangular dado
que eran las más sencillas de
construir.
Conforme se avanzó en el
estudio de la aerodinámica se
llegó a la conclusión de que un
ala elíptica minimiza la
resistencia del ala.
Dado el elevado coste de
construcción de alas elípticas,
se buscaron soluciones
intermedias entre el ala
rectangular y el ala de elíptica.
La primera de ellas es el ala trapezoidal, cuya forma se aproxima al ala elíptica
manteniendo una sencillez de construcción similar a la del ala rectangular.

2.2 AERODINÁMICA
1435
Una de las últimas soluciones y una de las
más utilizadas en aviación en la actualidad
es una evolución del ala trapezoidal en la
que tenemos dos tramos trapezoidales.

2.2 AERODINÁMICA
1435
Ala en flecha:
El estudio de la aerodinámica también concluye
que dotar al borde de ataque de un cierto ángulo
con respecto a la corriente de aire mejora las
propiedades aerodinámicas del avión cuando vuela
a altas velocidades (próximas a la velocidad del
sonido). Esto ha provocado la aparición de alas con
flecha.
En la descomposición de velocidades podemos ver
como la componente de velocidad que ve el ala es
inferior a la velocidad del viento relativo real.
Esto nos permite volar a un Mach elevado
minimizando el riesgo de que el aire del extradós
supere la velocidad del sonido.

2.2 AERODINÁMICA
1435
Ala en flecha:
Cuanto mayor sea el ángulo de flecha
mejores serán las propiedades del avión
a altas velocidades, pero a cambio, a
bajas velocidades un elevado ángulo de
flecha sustenta poco y no es muy
estable.
Por otra parte, el ángulo de flecha
elevado nos permite llegar a ángulos de
ataque más elevados antes de entrar en
pérdida.

2.2 AERODINÁMICA
1435
Ala en flecha:
El ángulo de flecha se mide diferente en
función de si el avión es subsónico o
supersónico.
En el caso subsónico (normalmente estos
aviones se mueven en régimen transónico):
Este ángulo se mide desde la perpendicular del
eje longitudinal del avión hasta la línea de 25%
de cuerda, esta línea se traza uniendo los
puntos que están a un 25% de cuerda respecto
al borde de ataque. Esto se hace así porque en
estos puntos es donde aproximadamente se
alcanzan las velocidades más elevadas del
viento relativo respecto al ala.

2.2 AERODINÁMICA
1435
Ala en flecha:
El ángulo de flecha se mide diferente
en función de si el avión es subsónico
o supersónico.
En el caso supersónico, este ángulo se
mide desde la perpendicular del eje
longitudinal del avión hasta el propio
borde de ataque de la aeronave.
En este caso se mide así para tomar
una medida que nos ayude a
garantizar que toda la aeronave
queda dentro del cono de Mach
cuando esta se encuentre en el
régimen supersónico.

2.2 AERODINÁMICA
1435
X-29 Su-47
Ala en flecha invertida:
su principal ventaja es que se Incrementa la
maniobrabilidad a velocidad supersónica y
permite adquirir ángulos de ataque muy
elevados sin entrar en pérdida.
Sin embargo este tipo de alas también
presentan inconvenientes, entre ellos gran
inestabilidad.
Los aviones con esta configuración son
ingobernables sin la ayuda de potentes
computadoras que supervisen y corrijan todos
los efectos de su dinámica de naturaleza
inestable.
Por otra parte, esta configuración requiere uso
de materiales más resistentes por las altas
demandas estructurales que genera.
Los dos aviones más representativos con esta
geometría, ambos experimentales, son el X-29
americano y el Su-47 ruso.

2.2 AERODINÁMICA
1435
Ala en flecha variable:
Aparece para combinar las buenas
prestaciones a alta velocidad de las alas
con mucho ángulo de flecha sin
renunciar a las especificaciones
requeridas para poder despegar y
aterrizar a bajas velocidades o a
maniobrar a velocidades bajas que solo
se pueden alcanzar con alas rectas o con
bajos ángulos de flecha.
La gran desventaja de esta configuración
está en la complejidad del mecanismo
que permite este cambio de geometría,
el cual introduce mucho peso en la
aeronave y complicadas operaciones de
mantenimiento entre otras, además del
riesgo de fallo en operación.

2.2 AERODINÁMICA
1435
Delta Ojival Canard
Ala en delta y sus variantes:
Las alas en delta ofrecen excelentes propiedades
a velocidades supersónicas, sustentan más que
unas alas en flecha en este régimen y tienen una
maniobrabilidad excelente.
Sin embargo, a baja velocidad tienen unas
propiedades muy pobres y requieren de ángulos
de ataque muy elevados para sustentar
adecuadamente, lo cual dificulta mucho las
maniobras lentas como el despegue y el
aterrizaje.
Las variantes de tipo ojival mejoran las
propiedades de compromiso entre alta y baja
velocidad.
Las variantes con canard tienen una
maniobrabilidad excepcional, de ahí su uso en
cazas de combate. A cambio, estas variantes son
muy inestables y requieren de computación
avanzada para su control.

2.2 AERODINÁMICA
1435
Patrones de desprendimiento
Cada geometría alar tiene un patrón de desprendimiento de
capa límite diferente. En la figura adjunta se muestra cada
uno de ellos.
Nótese que las alas rectangulares comienzan la pérdida por la
raíz del ala, mientras que las alas en flecha empiezan la
pérdida por las puntas.

2.2 AERODINÁMICA
1435
Envergadura y Superficie alar
La principal superficie sustentadora del avión es el
ala y de la forma del ala dependerán en gran
medida las fuerzas que se generan y que permiten
al avión volar.
A continuación se definen una serie de
parámetros cuyos valores fijan la forma del ala:
- Envergadura (Span - s): Es la longitud medida
de punta a punta del ala, independientemente
de la forma que tenga ésta, proyectada sobre
el plano horizontal.
- Superficie alar (A): Superficie total de la vista
en planta del contorno del ala. Incluye la
superficie de la prolongación del ala desde el
encastre o unión con el fuselaje hasta el eje de
simetría del avión, es decir, incluye la
superficie " tapada " por el fuselaje.

2.2 AERODINÁMICA
1435
Cuerda Media
El concepto de cuerda media es necesario para
aquellas geometrías que no sean rectangulares
(la mayoría).
Su cálculo es muy sencillo, se basa en buscar el
ala rectangular equivalente. Por tanto, la cuerda
media es aquella que multiplicada por la
envergadura nos da la superficie alar.
Superficie alar = Cuerda media × Envergadura

1435
Alargamiento o Ratio de aspecto
El alargamiento de un ala es la relación de
su envergadura respecto a su cuerda
media, o expresado de otra manera, es
igual al cuadrado de la envergadura
dividido por el área del ala.
Por lo tanto, un ala larga y estrecha tiene
un alto alargamiento, mientras que una ala
corta y ancha tiene un bajo alargamiento.
Las configuraciones de gran alargamiento
son muy eficientes aerodinámicamente
hablando pero poco maniobrables. Al
contrario que las de poco alargamiento,
que muestran una baja eficiencia pero muy
buena maniobrabilidad.
2.2 AERODINÁMICA

2.2 AERODINÁMICA
1435
Alargamiento o Ratio de aspecto
Lo que podemos observar en la gráfica es
que las alas con mayor alargamiento
sustentan más a igual ángulo de ataque.
Sin embargo, también podemos observar
como el ángulo de ataque máximo, en el
cual entra la aeronave entra en perdida, es
más pequeño cuanto mayor sea el
alargamiento.
Expresado de otra forma, los aviones con
mucho alargamiento (típico de planeadores)
sustentan mucho con ángulos de ataque
pequeños, pero no pueden alcanzar ángulos
de ataque elevados.

2.2 AERODINÁMICA
1435
Estrechamiento
Es la relación que hay entre el valor de la
cuerda en el encastre del ala y el valor de
la cuerda en la punta.
Así, aviones con mucho estrechamiento
tendrán una cuerda de valor elevado en
la raíz del ala y de valor pequeño en la
punta de la misma.
La mayoría de los aviones modernos
tienen un estrechamiento claramente
apreciable a simple vista ya que como
veremos más adelante esto nos da muy
buenas propiedades aerodinámicas.

2.2 AERODINÁMICA
1435
Torsión del ala
Tenemos que distinguir entre dos tipos de torsión, la
geométrica y la aerodinámica.
En ambos casos buscamos que la sustentación generada
sea superior en la raíz del ala que en la punta. Con esto se
mejoran las propiedades aerodinámicas del ala.
La torsión geométrica: consiste en que los ángulos de
ataque de cada uno de los perfiles que componen el ala
sean diferentes, dando, normalmente, a la sección de
punta un ángulo de ataque menor que en el encastre. Esto
se conoce como alabeo negativo, y lo contrario se
denominaría alabeo positivo. La imagen adjunta muestra
la situación de alabeo negativo (La más habitual).
La torsión aerodinámica consiste en obtener el mismo
efecto pero con perfiles distintos a lo largo de la
envergadura del ala, para lo cual se aumenta o disminuye
la curvatura de los perfiles progresivamente.

2.2 AERODINÁMICA
1435
Ángulo de Diedro
El ángulo diedro es el ángulo de elevación
sobre la horizontal de las alas o alerón de cola
de una aeronave de ala fija. Este ángulo
puede ser positivo, neutro o negativo.
Este ángulo tiene una relación muy directa
con la estabilidad/maniobrabilidad de la
aeronave.
Así, los ángulos positivos hacen la aeronave
más estable pero menos maniobrable, y
viceversa para los ángulos de diedro
negativos.
Este ángulo tiene valores pequeños,
comprendidos normalmente entre -7 y +7
grados aproximadamente.

2.2 AERODINÁMICA
1435
Ángulo de Diedro
Cuando se realiza una maniobra de alabeo,
intencionada o no, el ángulo de diedro positivo hace
que la horizontal equivalente del ala que baja sea
superior a la del ala que ha subido.
Esto crea un momento que tiende a restaurar a la
aeronave a su posición original.

2.2 AERODINÁMICA
1435
Ángulo de Diedro
Un efecto adverso que
puede aparecer durante
una maniobra de alabeo
es el deslizamiento con
pérdida de altura.
Como podemos observar
en la imagen adjunta,
tener un ángulo de diedro
positivo hace que en esta
situación el avión reciba
un extra de sustentación
en el ala que baja.
Este efecto tiende a hacer
que la aeronave vuelva a
su posición original.

2.2 AERODINÁMICA
1435
Ángulo de Diedro
En cuanto al diedro negativo, vemos que es
una configuración muy utilizada en grandes
aviones de carga, a pesar de ser una
configuración aparentemente inestable
según lo razonado anteriormente.
Sin embargo, en estas aeronaves de gran
tamaño y peso resulta de interés ganar
maniobrabilidad a cambio de perder la
ventaja de estabilidad, ya que de lo
contrario, debido a sus altas inercias,
resultarían difíciles de manejar.
Para este tipo de aeronaves, el momento
restaurador que añade estabilidad a su
comportamiento viene del aire que se
comprime bajo el ala que desciende, ya que
queda ahí capturado por el diedro negativo
y reacciona de manera similar a un muelle
comprimido.
Aumento
De Presión

2.2 AERODINÁMICA
1435
2.2 – Aerodinámica - FIN

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