FLUJOS EXTERNOS José Agüera Soriano 2012 1 FLUJOS EXTERNOS • CAPA LÍMITE • RESISTENCIA DE SUPERFICIE • RESISTENCIA D
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FLUJOS EXTERNOS
José Agüera Soriano 2012
1
FLUJOS EXTERNOS • CAPA LÍMITE • RESISTENCIA DE SUPERFICIE • RESISTENCIA DE FORMA • RESISTENCIA TOTAL • VELOCIDADES SUPERSÓNICAS
José Agüera Soriano 2012
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INTRODUCCIÓN Cuando un contorno se mueve en el seno de un fluido, podemos imaginarlo fijo y el fluido moviéndose en sentido contrario. Es lo mismo a todos los efectos. Aunque el flujo externo de un avión y el flujo interno, en una tubería por ejemplo, parecen fenómenos muy diferentes, pueden estudiarse bajo criterios comunes, desde que Ludwig Prandtl introdujo en 1904 el concepto de capa límite.
José Agüera Soriano 2012
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Fuerza de sustentación El ala del avión ha de diseñarse de manera que el flujo de aire por encima resulte convergente para que aumente su velocidad; ello implicaría una disminución de la presión, que sería menor que la de debajo. Queda pues una fuerza F ascendente. L p u
u
p
F (sustentación) José Agüera Soriano 2012
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Concepto de capa límite Si un cuerpo se moviera en el vacío o en un fluido no-viscoso se desplazaría sin esfuerzo ( 0). Siendo el aire y el agua fluidos muy poco viscosos no se entendía A cómo ofrecían tanta resistencia; u a menos que el gradiente de velocidad en la pared fuera y enorme: u
dv o dy y 0
frontera capa límite capa límite y
v = 0,99 ·u v v v o
A
José Agüera Soriano 2012
punto A 5
Concepto de capa límite dv o dy y 0
A u y u
frontera capa Para ello tiene que existir una límite capa d que a veces es de micras, v = 0,99 ·u v en la que la velocidad v de las capa límite v distintas láminas pasan de valer v y cero en la pared a adquirir la A punto A velocidad u (0,99·u) del flujo; por lo que no era posible obtener el perfil de velocidades mediante un tubo de Pitot. Prandtl fue capaz de imaginar esta capa a la que llamó capa límite. José Agüera Soriano 2012
o
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La teoría de la capa límite, 1904, revolucionó la aeronáutica. Prandtl es el fundador de la Mecánica de Fluidos moderna. Es la aportación más importante en la historia de esta ciencia.
Ludwig Prandtl (Alemania 1875-1953) José Agüera Soriano 2012
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Desarrollo de la capa límite frontera capa límite
0,99·u v
u 0,99·u
u
borde muy afilado
u
v
u
v
v v
u u 1
u A
0,99 ·u
v
v 2 3
o
x xc laminar
v
v
0,99·u
C
o
s
transición
B
subcapa laminar
turbulento
o
superficie plana lisa
o x xc L
José Agüera Soriano 2012
8
Capa límite laminar Por ser el borde A afilado, el flujo no sufre perturbación al entrar y sería laminar en sus comienzos. A medida que avanza, el espesor d de la capa aumenta y el perfil de velocidades varía (compárese 1 y 2): en 2, el esfuerzo cortante o en la pared es menor que en 1; llega a disminuir tanto, que no puede controlar la turbulencia (viscosidad de turbulencia), y la capa deja de ser laminar. frontera capa límite
0,99·u v
u 0,99·u
u u
v
u
v
v v
u u 1
u A
0,99 ·u
v
v 2 3
o
x xc laminar
v
v
0,99·u
C
o
s
transición
subcapa laminar
B
turbulento
José Agüera Soriano 2012
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Capa límite turbulenta Al pasar a la zona turbulenta, el espesor d de la capa aumenta bruscamente. La turbulencia homogeniza las velocidades de las distintas láminas y el perfil ya no resulta parabólico sino más bien de tipo potencial (punto 3); la velocidad pasa a valer cero muy rápidamente en la pared: el esfuerzo cortante o puede resultar muy grande. A lo largo de la superficie, d aumenta y o disminuye, hasta anularse en el infinito si la superficie es plana. frontera capa límite
0,99·u v
u 0,99·u
u u
v
u
v
v v
u u 1
u A
0,99 ·u
v
v 2 3
o
x xc laminar
v
v
0,99·u
C
o
s
transición
subcapa laminar
B
turbulento
José Agüera Soriano 2012
10
frontera capa límite
0,99·u v
u 0,99·u
u u
v
u
v
u
v
v v
0,99·u
u 1
u A
0,99 ·u
v v
v 2 3
o
x longitud xc crítica transición laminar
C
o
s
B
subcapa laminar
turbulento
o
o x
longitud crítica xc
L José Agüera Soriano 2012
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Subcapa laminar En la capa turbulenta, hay pegando a la pared una subcapa laminar, ya que el intercambio de cantidad de movimiento entre láminas no es posible con la lámina que moja la pared. Esto va a tener una gran importancia cuando la pared es rugosa en lugar de lisa. subcapa laminar
frontera capa límite
0,99·u v
u 0,99·u
u u
v
u
v
u
v
v v
0,99·u
u 1
u A
0,99 ·u
v
v 2 3
o
x xc laminar
v
C
o
s
transición
subcapa laminar
B
turbulento
José Agüera Soriano 2012
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zona turbulenta dv o dy y 0
dv dy y 0
o ( )
pared lisa
pared rugosa
subcapa laminar
subcapa laminar
subcapa laminar
(a)
(b)
(c)
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Si el borde A es no es afilado, la capa límite podría ser turbulenta desde el principio. En el punto C, (dv/dy)y=0 es ahora mayor. Si la pared fuera rugosa, intervendría además la viscosidad de turbulencia , y o aumentaría por el doble motivo:
dv o ( ) dy y 0
pa límite a c a r e t n fro
mite
front u
0,99·u
to n le
u
rb tu
o(turbulento) >>>o(laminar)
0,99·u
perfil de velocidades turbulento
nar i m
la A
a lí p a c era
perfil de velocidades laminar C xc
o
subcapa laminar José Agüera Soriano 2012
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0,99 ·u
0,99 ·u
v
v
v v
v v
y
perfil de velocidades laminar
y
perfil de velocidades turbulento
dv dv (turbulento) >>> (laminar) dy y 0 dy y 0 o(turbulento) >>>o(laminar) José Agüera Soriano 2012
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Desprendimiento de la capa límite Cuando el flujo es divergente (BCD), el gradiente de velocidad en la pared va disminuyendo, y con él el esfuerzo cortante o . Puede ocurrir incluso que llegue a anularse; en tal caso, el flujo se separaría de la pared (desprendimiento de capa límite), formándose una estela aguas debajo de C.
(a) B A
punto de separación
C o= 0
José Agüera Soriano 2012
estela D
v
16
(a) B
punto de separación
A
C
estela
o= 0
D
v
frontera capa límite
v v v
(b)
estela A xc
B C desarrollo de la curva ABCD José Agüera Soriano 2012
D 17
D
v
frontera capa límite
v v v
(b)
estela A xc
B C desarrollo de la curva ABCD
D
o o= o
(c)
(x
)
o= 0
A
B
C
x
xc José Agüera Soriano 2012
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estela
José Agüera Soriano 2012
19
ensayo en un túnel de viento
estela
J.Agüera, 2/2012
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CÁLCULO DE LA CAPA LÍMITE
Espesores de la capa límite d d ( x, u, , ) frontera capa límite
0,99·u v
u 0,99·u
u u
v
u
v
u
v
v v
0,99·u
u 1
u A
0,99 ·u
v
v 2 3
o
x xc laminar
v
C
o
s
transición
subcapa laminar
B
turbulento
José Agüera Soriano 2012
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CÁLCULO DE LA CAPA LÍMITE
Espesores de la capa límite d d ( x, u, , ) Con cinco variables físicas y tres magnitudes básicas (masa, longitud y tiempo), el problema queda reducido a dos variables adimensionales: x u x u Re x
José Agüera Soriano 2012
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CÁLCULO DE LA CAPA LÍMITE
Espesores de la capa límite d d ( x, u, , ) Con cinco variables físicas y tres magnitudes básicas (masa, longitud y tiempo), el problema queda reducido a dos variables adimensionales: x u x u Re x
y como intervienen dos longitudes, d y x, el otro adimensional es el cociente entre ambas:
d x
f (Re x )
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capa laminar 1 d log log Re x log 4,91 2 x
d x /x
4,91 Re 1x 2
capa límite laminar
0,04
capa límite turbulenta
0,016
(tg
5·10 5 0,004 5 10
10 6
10 7
(tg
= 1/2) 10 8
10 9
= 1/5)
10 10
escala logarítmica
José Agüera Soriano 2012
Rex 24
capa turbulenta
capa laminar 1 d log log Re x log 4,91 2 x
d x /x
1 d log log Re x log 0,377 5 x
d
4,91 Re 1x 2
0,377 x Re 1x 5
capa límite laminar
0,04
capa límite turbulenta
0,016
(tg
5·10 5 0,004 5 10
10 6
10 7
(tg
= 1/2) 10 8
10 9
= 1/5)
10 10
escala logarítmica
José Agüera Soriano 2012
Rex 25
capa turbulenta
capa laminar 1 d log log Re x log 4,91 2 x
d x /x
1 d log log Re x log 0,377 5 x
d
4,91 Re 1x 2
0,377 x Re 1x 5
capa límite laminar
longitud crítica
0,04
Re c
capa límite turbulenta
0,016
xc u
5 105
xc 5 10 5
(tg
5·10 5 0,004 5 10
10 6
10 7
(tg
= 1/2) 10 8
10 9
u
= 1/5)
10 10
escala logarítmica
José Agüera Soriano 2012
Rex 26
Esfuerzo cortante en la pared o
o o ( x, u, , )
2
u 2
(Re x ) c f
en función de los adimensionales correspondientes. El término cf se denomina coeficiente de fricción local. frontera capa límite
0,99·u v
u 0,99·u
u u
v
u
v
u
v
v v
0,99·u
u 1
u A
0,99 ·u
v
v 2 3
o
x xc laminar
v
C
o
s
transición
subcapa laminar
B
turbulento
José Agüera Soriano 2012
27
v
u 0,99·u
u
v
En función del valor medio de ov para una longitud L: u
v
v
u
u o o ( L , u ,0,99·u , ) u
1
u A
0,99 ·u
2
o v 2
u v2
(Re L ) C f
3
o
x xc laminar
v
C
s
o
v B
subcapa laminar
Cf se llama coeficiente de fricción medio, o simplemente transición turbulento coeficiente de fricción. o
o x
longitud crítica xc
L José Agüera Soriano 2012
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Coeficientes de fricción Cf para una longitud L
DIAGRAMA III 0,008 0,006
turbulento (ec. 5.8) áreas planas perfiles de ala
0,004
cuerpos de aeronave (ec. 5.11)
Cf transición (ec. 5.10)
0,002
(ec. 5.9)
laminar (ec. 5.7)
0,001 5 10 2
5 10 6 túneles de viento aterrizaje
10 7
aeroplanos
10 8 ReL = u·L / v vuelo a alta velocidad
José Agüera Soriano 2012
10 9 aeronave vapor rápido "Bremen" 29
Coeficientes de fricción Cf para una longitud L capa límite laminar (ReL
< 5105)
DIAGRAMA III
1,328 Blasius: C f Re L1 2
0,008 0,006
turbulento (ec. 5.8) áreas planas perfiles de ala
0,004
cuerpos de aeronave (ec. 5.11)
Cf transición (ec. 5.10)
0,002
(ec. 5.9)
laminar (ec. 5.7)
0,001 5 10 2
5 10 6 túneles de viento aterrizaje
10 7
aeroplanos
10 8 ReL = u·L / v vuelo a alta velocidad
José Agüera Soriano 2012
10 9 aeronave vapor rápido "Bremen" 30
Toda la longitud L en capa turbutenta Cuando ReL
0,455 H.Schichting: C f (log Re L ) 2,58
107
DIAGRAMA III 0,008 0,006
turbulento (ec. 5.8) áreas planas perfiles de ala
0,004
cuerpos de aeronave (ec. 5.11)
Cf transición (ec. 5.10)
0,002
(ec. 5.9)
laminar (ec. 5.7)
0,001 5 10 2
5 10 6 túneles de viento aterrizaje
10 7
aeroplanos
10 8 ReL = u·L / v vuelo a alta velocidad
José Agüera Soriano 2012
10 9 aeronave vapor rápido "Bremen" 32
Longitud L con capa límite inicialmente laminar 0,074 1700 5 7 Re L 5 10 10 . H.Schichting: C f 1 5 Re L Re L DIAGRAMA III 0,008 0,006
turbulento (ec. 5.8) áreas planas perfiles de ala
0,004
cuerpos de aeronave (ec. 5.11)
Cf transición (ec. 5.10)
0,002
(ec. 5.9)
laminar (ec. 5.7)
0,001 5 10 2
5 10 6 túneles de viento aterrizaje
10 7
aeroplanos
10 8 ReL = u·L / v vuelo a alta velocidad
José Agüera Soriano 2012
10 9 aeronave vapor rápido "Bremen" 33
Longitud L con capa límite inicialmente laminar
Re L 10
0,455 1700 H.Schichting: C f 2 , 58 Re L (log Re L )
7
DIAGRAMA III 0,008 0,006
turbulento (ec. 5.8) áreas planas perfiles de ala
0,004
cuerpos de aeronave (ec. 5.11)
Cf transición (ec. 5.10)
0,002
(ec. 5.9)
laminar (ec. 5.7)
0,001 5 10 2
5 10 6 túneles de viento aterrizaje
10 7
aeroplanos
10 8 ReL = u·L / v vuelo a alta velocidad
José Agüera Soriano 2012
10 9 aeronave vapor rápido "Bremen" 34
v
u 0,99·u
u
v
Resistencia de superficie v u o
u
u 2 u
u 2 A
0,99 ·u
v
v
0,99·u
1
u
(Re L ) C f
v
v
2
u o C f 2
v v
2 3
o
x xc laminar
C
o
s
transición
B
subcapa laminar
turbulento
o
o x
longitud crítica xc L José Agüera Soriano 2012
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v
u 0,99·u
u
v
Resistencia de superficie v u o
u
u 2 u
u 2
u
(Re L ) C f
v
0,99 ·u
v
v
0,99·u
1
2
o Fr A A xo dA o A
xc laminar
v
2
u o C f 2
v v
2 u o C Fr C A subcapa f laminar2
3 s
transición
B
turbulento
o
o x
longitud crítica xc L José Agüera Soriano 2012
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RESISTENCIA DE FORMA Con determinadas formas y características del flujo puede originarse el desprendimiento de la capa límite, con la consiguiente estela, lo que va a originar una menor presión por detrás; y, en consecuencia, una resistencia al avance, llamada resistencia de forma. L B D
C D
A
estela
C
José Agüera Soriano 2012
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RESISTENCIA DE FORMA Si se quiere disminuir dicha resistencia, ha de diseñarse en cada caso el contorno, de forma que la separación ocurra muy hacia atrás, o que no tenga lugar (diseño aerodinámico). L B D
C D
A
estela
C
José Agüera Soriano 2012
38
José Agüera Soriano 2012
39
En ocasiones, el punto de separación tiene lugar en la capa límite laminar; en tales casos, si ponemos en el frontal una rugosidad adecuada, hacemos turbulenta la capa límite desde sus comienzos; o aumenta a lo largo de ABC y tarda más en anularse, con lo que el punto de separación (o = 0) se retrasa: la estela se estrecha y la resistencia de forma disminuye. L B D
C D
A
estela
C
rugosidad frontal José Agüera Soriano 2012
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fontal rugoso José Agüera Soriano 2012
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resistencia de superficie
resistencia de forma (mil veces mayor)
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RESISTENCIA TOTAL La resistencia al avance es pues la suma de la resistencia de superficie y de la resistencia de forma. Haciendo el análisis dimensional se obtiene igualmente,
u2 FD C D A 2 CD es el adimensional que tiene en cuenta las dos fuerzas; su determinación es experimental.
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RESISTENCIA TOTAL La resistencia al avance es pues la suma de la resistencia de superficie y de la resistencia de forma. Haciendo el análisis dimensional se obtiene igualmente,
u2 FD C D A 2 CD es el adimensional que tiene en cuenta las dos fuerzas; su determinación es experimental. En cuerpos romos (esferas, cilindros, coches, misiles, proyectiles, torpedos), la resistencia de forma es predominante, y el área A a considerar en la ecuación anterior es el área frontal José Agüera Soriano 2012
44
1 L 8
en teoría: L /D = 0,1 -1 10
1
10 2
10
10 3
10 4
A modo de ejercicio, estudiemos un flujo perpendicular a sus generatrices. D
10 5
ReD= u·D / v
100 u
u
punto de separación
estela
10 u
ReD < 1 (a)
1
1 < ReD < 1000
L /D =
8
CD
(b)
punto de separación
punto de separación
L u
u
en teoría: L /D =
8
B
0,1 -1 10
A
1
C
10
10
2
estela
10
3
10
4
10
D
5
estela
10 6
ReD= u·D / v 1000 < ReD < 500000 (c)
José Agüera Soriano 2012
10 6
ReD > 500000 (d)
45
1 L en teoría: L /D = 8
100
0,1 -1 10
1
10
10 2
10 3
10 4
D
10 u
u
L /D =
CD
punto de separación
estela
1
L ReD < 1
en teoría: L /D =
1 < ReD < 1000
8
(a)
0,1 -1 10
1
(b)
10 2
10
D
10 3
10 4
10 5
punto de separación
10 6
de separación ReDpunto = u·D / v u
u
u
B A
C
1000 < ReD < 500000 (c)
ReReD < 1 500000 (d)
46
1 L en teoría: L /D = 8
100
0,1 -1 10
1
10
10 2
10 3
10 4
D
10 u
L /D =
8
u
CD
punto de separación
ReD < 1
1 < ReD < 1000
(a)
1
(b)
10 2
10
D
10 3
10 4
10 5
punto de separación
de separación ReDpunto = u·D / v
B
u A
C
estela
punto de separación
estela
estela
1000 < ReD < 500000
ReD < 1 Re < 1
10 6
u
u
u
estela
1
0,1 -1 10
10 6
ReD= u·D / v
8
Entre ReD = 1 y ReD = 1000, el punto de separación se va u adelantando, hasta alcanzar una posición Lo anterior a los 90 en teoría: cuando ReD = 1000. L /D =
10 5
(c)
1 < ReD < 1000 José Agüera Soriano 2012
ReD > 500000 (d)
47
1 L en teoría: L /D = 8
100
0,1 -1 10
1
10
10 2
10 3
10 4
10 5
D
ReD= u·D / v
10 u
u
L /D =
CD
punto de separación
estela
1
ReD < 1
8
en teoría: L /D =
1 < ReD < 1000
(a)
0,1 -1 10 D
8
Entre ReD = 1000 y ReD = 500000, la granu estela formada se mantiene casi sin variar, e igual le L ocurre a CD (CD 1).
1
(b)
10 2
10
punto de separación
10 3
10 4
10 5
punto de separación
10 6
de separación /v ReDpunto = u·D u
u
u
B
B A
A
C
10 6
C
estela
estela
estela 1000 < ReD < 500000 (c)
ReD > 500000 (d)
1000 < ReD < 500000 José Agüera Soriano 2012
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1 L
Entre ReD = 1000 y ReD = 500000, la capa límite en AB ha sido laminar; pero xc va disminuyendo, hasta que xc = AB cuando ReD = 500000. 10El esfuerzo cortante o aumenta en B, tarda más en anularse L /D = y el punto de separa- C ción (o = 0) se tras- 1 1 lada hacia atrás: CD 0,3 C 0,3 se reduce de CD 1 a D 0,1 -1 CD 0,3. 10 1 10 10 2 10 3 10 4 10 5 10 6 en teoría: L /D = 8
100
0,1 -1 10
1
10
10 2
10 3
10 4
D
8
u
D
punto de separación
ReD < 1
(b)
A
u B
u A
C
/v ReD= u·D punto de separación punto de separación
punto de separación
u
B
estela
1 < ReD < 1000
(a)
punto de separación
10 6
ReD= u·D / v
u
u
10 5
C
estela
estela
estela
estela 1000 < ReD < 500000 (c)
1000 < ReD < 500000
ReD > 500000 (d)
ReD > 500000 José Agüera Soriano 2012
49
DIAGRAMA IV
CD = e /R
24
C D (basado en el áera frontal)
ke
o St
10 1 8 6 4
de
2
y Le
10 2 8 6 4
disco
u
2 1
8 6 4
u esfera
2 10
u
-1
elipsoide 1:0,75 u
D
D
D elipsoide 1:1,8
8 6 4
u
2 10 -2 -1 2 ·10 4 6 8 1 2
D
D casco de aeronave
4 6 810 1 2
4 6 810 2 2
4 6 810 3 2
4 6 810 4 2
José Agüera Soriano 2012
4 6 810 5 2 4 6 810 6 ReD= u·D / v
50
DIAGRAMA IV
CD = e /R
24
C D (basado en el áera frontal)
ke
o St
10 1 8 6 4
de
2
y Le
10 2 8 6 4
disco
u
2 1
8 6 4
u esfera
2
u
10 -1 8 6 4
10 -2 -1 2 ·10 4 6 8 1 2
elipsoide 1:0,75 u
D
elipsoide 1:1,8
u
D
CD 1 CD 0,20
D
2
D
D
CD 0,08 CD 0,04
casco de aeronave
4 6 810 1 2
4 6 810 2 2
4 6 810 3 2
4 6 810 4 2
José Agüera Soriano 2012
4 6 810 5 2 4 6 810 6 ReD= u·D / v
51
DIAGRAMA IV
CD = e /R
24
C D (basado en el áera frontal)
ke
o St
10 1 8 6 4
de
2
y Le
10 2 8 6 4
disco
u
2 1
8 6 4
u esfera
2
u
10 -1 8 6 4
10 -2 -1 2 ·10 4 6 8 1 2
elipsoide 1:0,75 u
D
elipsoide 1:1,8
u
D
CD 1 CD 0,20
D
2
D
D
CD 0,08 CD 0,04
casco de aeronave
4 6 810 1 2
4 6 810 2 2
4 6 810 3 2
4 6 810 4 2
4 6 810 5 2 4 6 810 6 ReD= u·D / v 5
En casi todos los casos, ReD > 510 José Agüera Soriano 2012
52
Cuerpos bidimensionales (Re>105) forma
CD
Cuerpos tridimensionales (Re>105) CD
cuerpo
basado en el área forntal
basado en el área forntal
Cubo:
Placa:
1,07
2,0 Cilindro de sección cuadrada:
0,81
2,1
Cono de 60º: 0,5
1,6 Disco:
Semitubo: 1,17
1,2
Copa: 1,4
2,3
0,4
Semicilindro: Paracaidas (baja porosidad):
1,2 1,2 Placa rectangular:
relación b / h 1 5 10 20
h
Triángulo equilátero:
b h
1,6 Cilindro de sección lenticular:
2,0 Cilindro elíptico:
laminar
turbulento
d L
1:1
1,2
0,3
2:1
0,6
0,2
4:1
0,35
0,15
8:1
0,25
0,1
Elipsoide:
d L
José Agüera Soriano 2012
8
1,7
1,18 1,2 1,3 1,5 2,0
relación L/ d 0,5 1 2 4 8
1,15 0,9 0,85 0,87 0,99
relación L / d 0,75 1 2 4 8
laminar 0,5 0,47 0,27 0,25 0,2
turbulento 0,2 0,2 0,13 0,1 0,08
53
cuerpo
C D basado en el área forntal
Cubo: 1,07
0,81 Cono de 60º: 0,5 Disco: 1,17 Copa: 1,4 0,4 Paracaidas (baja porosidad): 1,2 Placa rectangular:
José Agüera Soriano 2012
relación b / h 1
1,18
54
EJERCICIO CD = 0,3 en los coches actuales (antiguamente podía valer 0,9). Si el área frontal es A = 2 m2, determínese la resistencia al aire y la potencia consumida cuando circula a la velocidad, a) u = 60 km/h b) u = 120 km/h c) u = 150 km/h.
Solución Viscosidad y densidad del aire (tabla 5)
1,46 10 5 m 2 s 1,225 kg m 3
José Agüera Soriano 2012
55
Resistencia
u2 u2 FD C D A 0,3 2 1,225 2 2 0,3675 u 2 2 a) FD 0,3675 (60 3,6) 102 N 2 b) FD 0,3675 (120 3,6) 408 N c) FD 0,3675 (150 3,6) 638 N 2
José Agüera Soriano 2012
56
Resistencia
u2 u2 FD C D A 0,3 2 1,225 2 2 0,3675 u 2 2 a) FD 0,3675 (60 3,6) 102 N 2 b) FD 0,3675 (120 3,6) 408 N c) FD 0,3675 (150 3,6) 638 N 2
Potencia consumida P FD u 0,3675 u 3 a) P 0,3675 (60 3,6) 3 1700 W 1,7 kW 3 P 0 , 3675 ( 120 3 , 6 ) 13600 W 13,6 kW b)
c) P 0,3675 (150 3,6)3 26600 W 26,6 kW José Agüera Soriano 2012
57
Resistencia con velocidades supersónicas Las perturbaciones originadas por un cuerpo que se mueve en el seno de un fluido se propagan a la velocidad del sonido del medio en cuestión. Cuando la velocidad es inferior a la del sonido, las señales van por delante avisando que hay que abrir paso al cuerpo que se avecina. En cambio, cuando la velocidad es supersónica el cuerpo se echa encima sin previo aviso, creando un frente cónico de presión, llamado onda de choque. Cuanto más puntiagudo sea el cuerpo por delante, mejor se “clavará” en el fluido y más agudo y pequeño será el cono de fluido comprimido que se forma.
José Agüera Soriano 2012
58
Resistencia con velocidades supersónicas
velocidad supersónica
velocidad subsónica: (aumenta la presión)
onda de choque José Agüera Soriano 2012
59
Las fuerzas elásticas que comprimen el gas dentro del cono aumentan considerablemente la resistencia. Detrás del cuerpo aparece un cono de depresión, que viene a aumentar más dicha resistencia; la presión allí puede llegar a ser casi nula a partir de un cierto número de Mach, Ma 3,5.
cono de depresión
José Agüera Soriano 2012
60
El adimensional CD sólo depende • del número de Mach: CD = CD(Ma) .
Su valor puede resultar unas 10 veces mayor que con velocidades subsónicas: entonces teníamos,
0,6 a b c
0,4 CD
d
0,2 0,0
0
1
2
3 u Ma = a
CD 0,04 y ahora,
CD 0,4 a
José Agüera Soriano 2012
b
c
d
61
El adimensional CD sólo depende • del número de Mach: CD = CD(Ma) .
Su valor puede resultar unas 10 veces mayor que con velocidades subsónicas: entonces teníamos,
0,6 a b c
0,4 CD
d
0,2 0,0
0
1
2
3 u Ma = a
CD 0,04 y ahora,
CD 0,4 a
b
c
d
A partir de Ma 0,7 comienzan ya a intervenir las fuerzas de compresibilidad en puntos en los que la velocidad es supersónica (zona transónica), hasta llegar a todos cuando Ma = 1: CD aumenta bruscamente; luego, va disminuyendo hasta alcanzar un valor constante cuando Ma 3,5. José Agüera Soriano 2012
62
José Agüera Soriano 2012
63
Figuras no incluidas en las diapositivas límites volumen de control
y
frontera capa límite x
x v
A'
u h ( x)
dy
0,99 ·u
M'
O u
dx
v
y
( x)
b
u u
v
d Fr
u A
o
dy
placa plana
M
Ejercicio 5-2.6 CD
CD
=C
D
(M
a)
CD = CD ( Re) 10
6
Re
Ma = 0,7 1
2
3
4
Ma
Figura 5-19 José Agüera Soriano 2012
64