Perfiles NACA

Introducción histórica
El objetivo del ala de un avión es generar la sustentación necesaria para permitir que éste se separe del suelo y, después, se mantenga en vuelo. Para ello las alas deben tener una sección de una forma especial. Ver figura 1.

Una placa plana, colocada ofreciendo un determinado ángulo a una corriente de aire incidente, podría ser utilizada para generar sustentación, sin embargo, también ofrece resistencia. A finales del siglo XIX, sir George Cayley y Otto Liliental demostraron que las superficies curvadas producían más sustentación y menos resistencia que una placa plana de la misma superficie.

En aquellos tiempos no había una teoría que explicase por qué las superficies curvas ofrecían mejores características de sustentación y resistencia que las placas planas. El desarrollo era totalmente empírico, aunque las pruebas indicaban que el borde anterior debía ser redondeado y el borde posterior afilado.

Los ensayos realizados durante la Primera Guerra Mundial en Inglaterra, Francia y Alemania contribuyeron mucho al desarrollo de los perfiles de ala (ver figura 2). Los ensayos realizados en Gotinga, por L. Prantdl, fueron los más sistemáticos. Antes de la Segunda Guerra Mundial, muchos de los perfiles derivaban de los desarrollados en Gotinga (Ciudad de Alemania, famosa por su Universidad).

Secciones alares en la GMI.

Durante este periodo muchas familias de perfiles alares fueron investigados en laboratorios de varios países, sin embargo, el trabajo realizado en NACA (National Advisory Commitee for Aeronautics, organismo antecesor de la actual NASA) fue excepcional. Las investigaciones realizadas allí fueron sistemáticas y realizadas a altos nº de Reynolds (Parámetro adimensional que da la relación entre las fuerzas de inercia y las debidas a la viscosidad). Las investigaciones continuaron durante la Segunda Guerra Mundial, obteniéndose resultados que todavía hoy están en uso o influyen en el diseño de los aviones actuales. En la figura 3 se ve un resumen de la evolución temporal.

Evolución de los perfiles alares.

Geometría de los perfiles aerodinámicos
Las secciones NACA consideradas aquí se obtienen por combinación de una línea media y una distribución del espesor del mismo. Los siguientes términos son esenciales a la hora de definir un perfil aerodinámico (ver figura 4):

• Borde de ataque y su radio.
• Borde de salida.
• Línea de cuerda.
• Línea de curvatura media o línea de media.
• Espesor máximo y su posición.
• Extradós (superficie superior).
• Intradós ( superficie interior).

Terminología de un perfil aerodinámico.

La figura 5 ilustra la construcción geométrica de un perfil aerodinámico.

Construcción de un perfil aerodinámico.

Perfiles NACA
Los perfiles NACA están clasificados y codificados en un catálogo para su utilización por los ingenieros proyectistas. En Este catálogo cada perfil viene identificado por las palabras NACA y un conjunto de dígitos, en un determinado orden, con los que se determinan sus dimensiones geométricas. Las características aerodinámicas de dichos perfiles viene dadoS por las curvas correspondientes.

De acuerdo con lo dicho anteriormente, la clasificación queda así:

• Perfiles de cuatro cifras.
• Perfiles de cinco cifras.
• Perfiles de 4 y 5 cifras modificados.
• Perfiles serie 1.
• Perfiles serie 6.
• Perfiles serie 7.
• Perfiles serie 8

Perfil NACA de 4 cifras. Los cuatro números están basados en la geometría del perfil.

Perfil NACA 2412.

NACA abt₁t₂ en donde:
a: ordenada máxima de la línea media en porcentaje de la cuerda.
b: Posición de la ordenada máxima en décimas de la cuerda.
t₁t₂: Espesor máximo en porcentaje de la cuerda.
Ejemplo: NACA 2415
2: ordenada máxima de la línea media, 2% de la cuerda.
4: posición de la ordenada máxima, 0,4 de la cuerda.
15: Espesor máximo 15% de la cuerda.
Hay una serie de perfiles donde a=0, b=0. Estos son perfiles simétricos, ejemplo NACA 0015.

En la fig. 7 se indican la familia de los perfiles de 4 cifras

Familia de perfiles NACA de cuatro dígitos.

Perfil NACA de 5 cifras. Los resultados de los ensayos con perfiles de 4 cifras mostraron que el máximo coeficiente de sustentación se incrementaba con la ordenada máxima, según que estuviese por delante o por detrás del punto medio de la cuerda. Las posiciones traseras de la ordenada máxima no eran de mucho interés por los grandes coeficientes de cabeceo que aparecían. Para los tipos de cuerda media utilizada en los perfiles de cuatro dígitos no eran factibles posiciones muy adelantadas de la ordenada máxima.

Por todo ello se desarrolló una nueva serie de líneas medias, dando lugar a la serie de perfiles de 5 dígitos, combinación de características geométricas y aerodinámicas:
NACA abct₁t₂ en donde
a: Este entero multiplicado por 0,15 da el coeficiente de sustentación de diseño.
bc: Relación bc=2Xm, en donde Xm es la distancia del borde de ataque al punto de ordenada máxima, expresado en porcentaje de la cuerda.
t₁t₂: Espesor máximo en porcentaje de la cuerda.
Ejemplo: NACA 23012
2 indica CL=2×0,15 = 0,3
30 = 2X_m; X_m = 15% de la cuerda.
12: Espesor máximo 12% de la cuerda.

Perfiles de 4 Y 5 cifras modificadas.- Las más importantes modificaciones comunes a ambos perfiles, consisten en variaciones sistemáticas del espesor. Las modificaciones se indican por dos enteros precedidos de un guión. El primer entero indica la magnitud relativa del radio del borde de ataque. Un borde de ataque afilado viene indicado por 0, el radio sin modificar por 6 y valores superiores indican un borde de ataque con más redondez que el original. El segundo entero indica la posición del máximo espesor, desde el borde de ataque, en décimas de la cuerda.
Ejemplo NACA 0012-64
6 radio del borde ataque sin modificar
4 máximo espesor a 0,4 de la cuerda.

Perfiles serie 1. Representan el primer intento de desarrollo de perfiles a partir de una distribución de presiones dada. Esta serie se representa por una notación de cinco cifras distribuidas según se indica:
NACA 1a- b t₁t₂, en donde
1 representa la serie
a: Es la distancia, medida en décimas de la cuerda, desde el borde de ataque a la posición de mínima presión, a sustentación nula para la sección simétrica básica.
b: Coeficiente de sustentación en décimas.
t₁t₂: Espesor máximo en porcentaje de la cuerda.
Ejemplo NACA 16-212
1 serie 1.
6, mínima presión a 0,6 de la cuerda.
2, coeficiente de sustentación 0,2.
12: Espesor máximo 12% de la cuerda.

Perfiles serie 6. Estos perfiles surgen como consecuencia de la aplicación de mejores métodos teóricos que los aplicados en los perfiles de 5 dígitos, buscando la maximización de la sustentación, con una resistencia razonable. Esto se consigue maximizando el flujo laminar. Se designan usualmente mediante 6 dígitos, con una declaración sobre la extensión del flujo laminar.

Ejemplo NACA 65,3-218 a=0,5
El nº 6 indica la serie.
El 2º dígito indica la distancia, medida en décimas de la cuerda, desde el borde de ataque a la posición de mínima presión, a sustentación nula para la sección simétrica básica. En este caso está a 0,5 de la cuerda.
El tercer dígito, después de la coma, algunas veces como subíndice, da el rango, en décimas, por encima y por debajo del coeficiente de sustentación de diseño, para el cual existe un gradiente de presión favorable, en ambas superficies. En nuestro caso 0,3.

El tercer dígito, después del guión da el coeficiente de sustentación de diseño en décimas, en nuestro caso 0,3.

Los dos últimos dígitos indican el espesor máximo en décimas de la cuerda, en nuestro caso 0,18 de la cuerda.
a=0,5, indica la fracción de cuerda sobre la cual la presión permanece uniforme (el flujo laminar se mantiene).

Perfiles serie 7.- Están caracterizados por una gran extensión del flujo laminar tanto en el extradós como en el intradós. Tienen bajos coeficientes de momento de cabeceo, con coeficientes de sustentación moderadamente altos, conseguidos a expensas de una reducción de la sustentación máxima y del nº de Mach crítico. Están identificados por un código de la forma:
NACA 747A315, en donde
El 7 en primer lugar indica la serie.
El 2º dígito (4) indica la extensión sobre el extradós, desde el borde de ataque y en décimas de la cuerda, de la región de gradiente de presión favorable, con el coeficiente de sustentación de diseño. En este caso 0,4 de la cuerda.
El 3º dígito (7) indica la extensión sobre el intradós, desde el borde de ataque y en décimas de la cuerda, de la región de gradiente de presión favorable, con el coeficiente de sustentación de diseño. En este caso 0,7 de la cuerda.
La letra A, para distinguir diferentes secciones con parámetros que podrían corresponder a la misma designación numérica. Por ejemplo, un segundo perfil que tenga las mismas extensiones de gradientes de presión favorables, el mismo coeficiente de sustentación de diseño y la misma distribución de espesor, pero una línea media diferente, podría ser identificado con la letra B.
El cuarto dígito indica el coeficiente de sustentación de diseño, en décimas. En nuestro caso 0,3.
Los dos últimos dígitos indican el espesor máximo en décimas de la cuerda, en nuestro caso 0,15 de la cuerda.

Perfiles serie 8. Es una variación de la serie 7, diseñada para volar a velocidades supercríticas. Ver Figura 8. El objetivo era maximizar la extensión del flujo laminar en el extradós e intradós, independientemente. La codificación es similar a la serie 7. Ejemplo NACA 835A216.

Posición de las ondas de choque.

Aplicaciones

La identificación del perfil aerodinámico del ala de un avión no es un dato que los fabricantes proporcionen, por lo que el investigador “amateur” se ve constreñido a buscar esta información por su cuenta. Una web que da alguna de wsta información es: Illinois

Bibliografía:
NACA-report-824
NACA-report-460
Theory of the wing section, IRA H.ABBOTT and ALBERT E. VON DOENHOF
Wikipedia