efectos de la eficiencia de una...

REDISEÑO DE INGENIERÍA DE UNA HÉLICE DE PASO VARIABLE PARA UN AERODESLIZADOR RUSO

ANGIE GARCÍA RAMÍREZ SAÚL TARAZONA CARO

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENIERÍA

PROGRAMA DE AERONÁUTICA BOGOTÁ D.C.

2006

REDISEÑO DE INGENIERÍA DE UNA HÉLICE DE PASO VARIABLE PARA UN AERODESLIZADOR RUSO

ANGIE GARCÍA RAMÍREZ SAÚL TARAZONA CARO

Trabajo de Grado para optar al título de Ingeniero Aeronáutico

Asesores MILLER BERMÚDEZ Ingeniero Aeronáutico

FERNANDO COLMENARES Ingeniero Aeronáutico

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENIERÍA

PROGRAMA DE AERONÁUTICA BOGOTÁ D.C.

2006

Nota de aceptación: _________________________________ _________________________________ _________________________________ _________________________________ _________________________________ _________________________________ _________________________________

Firma del Presidente del Jurado _________________________________ Firma del Jurado _________________________________ Firma del Jurado _________________________________ Asesor Metodológico Bogotá D.C., 28 de Mayo del 2006

DEDICATORIA A mi padre por enseñarme el valor de las cosas, por facilitarme los caminos, por mostrarme como encontrarlos, por entender mis errores y mis fracasos como el buen padre que a sido y sé que seguirá siendo; por dármelo todo sin pedirme nada a cambio, por darme vía libre para ser lo que yo quiero ser, por aprender lo que quise aprender y con esto poder saber todo lo que se, brindándome todos los beneficios que en mi futura vida profesional tendrán un peso enorme. A mi madre que todo me lo enseño y dedico tanto tiempo y esmero en mi educación, desde como caminar paso a paso poniendo los pies en la tierra, hasta como extender mis alas para volar hacia el camino del triunfo.

Saúl Tarazona Caro Para mis padres, este es el fruto de tantos años de estudio. Y a todos los Ingenieros Aeronáuticos, la investigación y el desarrollo de empresa aeronáutica es posible.

Angie Carolina García Ramírez

AGRADECIMIENTOS

A Saúl Tarazona Cáceres Q.E.P.D. mi abuelo paterno por ser la primer persona que apoyo mis estudios de primaria y bachillerato, además de darme pie para no escoger una carrera mediocre, facilista, o sin trascendencia para el mundo. A mis amigos de infancia Ingenieros Camilo Andrés Camacho Duque y Camilo Riascos Vanegas por ser mi apoyo temático cuando mas lo necesite, y que sin dudar ni un momento me tendieron la mano en todo lo que necesite y en lo que me pudieron ayudar. A mis amigos universitarios y de ahora en delante de la vida Ingenieros Oscar Andrés Robin Giraldo, Ricardo Andrés Ochoa De La Rosa por estar siempre e mi lado, y entender de la mejor manera mis fallas y graves errores; por estar siempre tan pendientes de mis progresos y darme ánimos cuando ya los había perdido. A Hernando Zapata Melo porque me hizo dar cuenta de mis aptitudes para esto que soy ya, todo un Ingeniero, junto con el aprendí que es en realidad lo que significa ser ingeniero Aeronáutico, y que serlo no lo hace un cartón con mi nombre, serlo significa sacrificio, empeño, algo de sufrimiento y mucho entregado a algo que se convirtió de la noche a la mañana en todo un reto. A mis Amigos quienes estuvieron siempre a mi lado en tantos momentos, porque gracias a ustedes es que hoy en día creo certeramente, conocer esa palabra tan grande que es Amigo.

Saúl Tarazona Caro Primero deseo agradecer a mis padres por darme la oportunidad de estudiar esta ingeniería y a mi familia por todo el apoyo que me han dado durante toda mi vida, en todos los aspectos en los que los he necesitado. También quiero agradecer a Holbey; gracias por estar siempre conmigo, por apoyarme y ayudarme en tantos aspectos importantes, personales y académicos, y por estar siempre aquí, dándome fuerzas para continuar. A mis asesores de tesis; Ingeniero Miller Bermúdez, sin su apoyo y colaboración este trabajo de grado no seria lo que es. Ingeniero Fernando Colmenares, además de ser un tutor has sido un amigo, gracias por todo.

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También debo agradecer a todas las personas que nos han ayudado a la realización de este trabajo de grado, personal de la universidad y asesores externos. Gracias a todas las personas que tal vez no nombre, pero que saben que las tengo en mi corazón.

Angie Carolina García Ramírez

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TABLA DE CONTENIDO

Pág.

INTRODUCCIÓN 20

1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA 21

1.1 ANTECEDENTES 21

1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA 21

1.3 JUSTIFICACIÓN 22

1.4 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN 23

1.4.1 OBJETIVO GENERAL 23

1.4.2 OBJETIVOS ESPECÍFICOS 23

1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO 24

1.5.1 ALCANCES 24

1.5.2 LIMITACIONES 24

2. MARCO DE REFERENCIA 25

2.1 MARCO TEÓRICO 25

2.1.1 Teoría de las hélices 25

2.1.2 Principio de Operación de la hélice 42

2.1.3 TIPOS DE HÉLICES 44

2.1.4 Requisitos generales de las hélices 51

2.1.5 Eficiencia libre de hélice y de instalación 52

2.1.6. Información Técnica del aerodeslizador Neptune “IRBIS” 54

2.2 MARCO HISTÓRICO 61

3. METODOLOGÍA 62

3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN 62

3.2 LÍNEA DE INVESTIGACIÓN DE LA USB 62

3.3 HIPÓTESIS 62

3.4 VARIABLES 62

3.4.1 Variables Independientes 62

7

3.4.2 Variables Dependientes 62

4. DESARROLLO INGENIERIL 64

4.1 ¿QUE ES UN PROCESO DE REINGENIERÍA? 64

4.2 INTRODUCCIÓN A LA SELECCIÓN DE UNA HÉLICE 64

4.2.1 Variables de diseño para seleccionar en una hélice 65

4.2.1.1 Numero de palas 65

4.2.1.2 La velocidad 65

4.2.1.3 Densidad del fluido 65

4.2.1.4 Distribuciones de sustentación y resistencia elevación y arrastre 66

4.2.1.5 Diámetro de la hélice 66

4.2.1.6 Factor de Actividad (Activity Factor) y Número de Palas 67

4.2.1.7 Ángulo de twist o enroscamiento 67

4.2.1.8 Mecanismo de reversibilidad de la hélice 68

4.3 Selección De Perfil De Pala Y Coeficiente De Elevación De Diseño 69

4.3.1 Palas de tecnología avanzada 73

4.3.1.1 Ventajas de los materiales compuestos 75

4.3.1.2 Secciones de perfil A.R.A. (Figura 30) 75

4.3.1.3 Desempeño de los perfiles ARA-D 76

4.3.1.4 Comparaciones en el diseño del cubo 77

4.3.2 Construcción de Palas de material compuesto 77

4.3.2.1 MATERIALES COMPUESTOS AVANZADOS 77

4.3.2.2 Proceso de Manufactura 81

4.4 PREDICCIÓN DE DESEMPEÑO EN UNA HÉLICE 84

4.4.1 Predicción del Poder Estático 84

4.4.2 Predicción de poder y empuje en avance 84

4.5 RUIDO EN UNA HÉLICE 88

4.5.1 Ruido Rotacional 88

4.5.2 Ruido por el Vórtice 88

4.5.3 Procedimiento para la predicción del ruido de una hélice 89

5. PRESENTACIÓN Y ANÁLISIS DE RESULTADOS 90

8

5.1. SELECCIÓN DEL PERFIL 90

5.1.1. Calculo de Número de Reynolds 90

5.1.2. Procedimiento para la selección del mejor perfil 90

5.2 CALCULO DEL FACTOR DE ACTIVIDAD (ACTIVITY FACTOR) 109

5.3 PREDICCIÓN DEL EMPUJE ESTÁTICO 111

5.3.1 Calculo para perfil ARA-D 6% 111

5.3.2 Calculo para perfil actual IRBIS 123

5.4 PREDICCIÓN DE PODER Y EMPUJE EN NAVEGACIÓN 135

5.4.1 Calculo para perfil ARA-D 6% 135

5.4.2 Calculo para perfil actual IRBIS 145

5.5 CALCULO DE RUIDO A UNA DISTANCIA DE 25MTS Y UN

AZIMUTH DE 0º 155

6. CONCLUSIONES 157

7. RECOMENDACIONES 160

BIBLIOGRAFIA 162

ANEXOS

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ÍNDICE DE TABLAS Tabla 1. Factores de corrección de la pendiente de la curva de sustentación para perfiles aerodinámicos tridimensionales Tabla 2. Datos técnicos del motor Tabla 3. Análisis del perfil IRBIS Tabla 4. Análisis del perfil ARA-D 6 Tabla 5. Calculo empuje estático perfil ARA-D 6 Tabla 6. Calculo empuje estático perfil actual IRBIS Tabla 7. Calculo empuje disponible y potencia disponible perfil ARA-D 6 Tabla 8. Calculo empuje disponible y potencia disponible perfil actual IRBIS

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LISTA DE FIGURAS

Figura 1. Diagrama de los vectores de velocidad

Figura 2. Fuerzas que actúan sobre el elemento de la pala

Figura 3. Relaciones L/D de las secciones típicas de la hélice

Figura 4. Eficiencia de una sección de pala como función del ángulo de paso ф

para diferentes valores de L/D

Figura 5. Coeficiente de elevación de diseño integrado y óptima relación CF/CP

Figura 6. Eficiencia de la hélice y ángulo de paso de la pala en un radio de 75%,

Figura 7. Ejemplos de dCT/dx y de dCQ/dx para una hélice con β = 17º

Figura 8. Ejemplo del efecto de compresibilidad en la eficiencia de la hélice para

una hélice con 8% de espesor de sección

Figura 9. Efecto del camber de la pala en el número de mach efectivo

Figura 10. Efecto del radio de avance y número de mach efectivo en el factor de

corrección de compresibilidad

Figura 11. Fuerza centrifuga que tiende a halar las palas del cubo

Figura 12. Flexión de la pala

Figura 13. Fuerza de doblado de torque que tiende a doblar la pala en la dirección

opuesta a la de giro

Figura 14. Momento de torsión aerodinámica que tiende a incrementar el ángulo

de pala

Figura 15. Momento de torsión centrífugo que tiende a hacer que se disminuya el

ángulo de pala

Figura 16. Fuerzas de flexión por el empuje

Figura 17. Física de un ducto

Figura 18. Modelo de hélice de ducto

Figura 19. Eficiencia libre de hélice y de instalación

Figura 20. Fuerzas y ejes de una pala

Figura 21. Geometría en 3D del ducto en diferentes vistas

11

Figura 22. Textura del material para absorción de ruido

Figura 23. Angulo de twist (enroscamiento)

Figura 24. Esquema de reversión de la hélice

Figura 25. Terminología de perfiles

Figura 26. Coeficiente de elevación de diseño integrado permisible para evitar

fallas por efectos de compresibilidad

Figura 27. Secciones de pala NACA 16

Figura 28. Comparación de los perfiles RAF-6 y Clark Y

Figura 29. Comparación de peso de hélice contra el diámetro

Figura 30. Comparación de tamaño de pala entre NACA 16 y ARA-D

Figura 31. Comparación de corte de sección entre NACA 16 y ARA D

Figura 32. Curva de desempeño de sección de pala ARA-D

Figura 32 a. Comparación de los compuestos frente a otros materiales

Figura 33. Sección de pala de material compuesto

Figura 34. Detalle de la raíz de la pala

Figura 35. Diagrama de estructura compuesta

Figura 36. Construcción del molde

Figura 37. Conductor de descarga

Figura 38. Efecto del radio geométrico de avance, J, y el tipo de entrada en el

bloqueo

Figura 39. Perfil IRBIS sacado por edición digital

Figura 40. Método de obtención de coordenadas del perfil IRBIS

Figura 41. Introducción de coordenadas iniciales IRBIS

Figura 42. Introducción de coordenadas finales IRBIS

Figura 43. Resultante de la introducción de coordenadas IRBIS

Figura 44. Cl (Cd) IRBIS

Figura 45. Cl alpha y Cd alpha IRBIS

Figura 46. Cl/Cd (alpha) y Cm (alpha) IRBIS

Figura 47. Comparación de perfiles

Figura 48. Cl (alpha) y Cd (alpha) ARA-D 6%

12

Figura 49. Cl/Cd (alpha) y Cm (alpha) ARA-D 6%

Figura 50. Cl (Cd) ARA-D 6%

Figura 51. Comparación de Cl (alpha) y Cd (alpha) de los perfiles IRBIS y ARA-D

6 %

Figura 52. Comparación de Cl/Cd (alpha) y Cm perfiles IRBIS y ARA-D 6

Figura 53. Comparación de Cl/Cd perfiles IRBIS y ARA-D 6%

Figura 54. Empuje estático perfil ARA-D 6%

Figura 55. Empuje estático perfil actual IRBIS

Figura 56. Empuje disponible perfil ARA-D 6%

Figura 57. Potencia disponible perfil ARA-D 6%

Figura 58. Empuje disponible perfil actual IRBIS

Figura 59. Potencia disponible perfil actual IRBIS

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LISTA DE ANEXOS

ANEXO 1 Grafica de Coeficientes de Empuje y Potencia para empuje estático con 4 palas y AF= 16

ANEXO 2 Grafica de Coeficientes de Empuje y Potencia para empuje estático con 4 palas y AF= 200 ANEXO 3 Eficiencia libre de hélice para B=4, AF =180, CLi = 0.30 ANEXO 4 Eficiencia libre de hélice para B=4, AF =180, CLi = 0.50 ANEXO 5 Eficiencia libre de hélice para B=4, AF =180, CLi = 0.70 ANEXO 6. Ruido parcial de campo lejano basado en la velocidad en la punta. ANEXO 7 Ruido parcial de campo lejano basado en el numero de palas y el diámetro de la hélice ANEXO 8 Absorción atmosférica y propagación esférica del sonido ANEXO 9 Índice de directividad ANEXO 10 Ajuste de nivel de ruido percibido para 4 hélices de 4 palas ANEXO 11 Vista Lateral y Superior del aerodeslizador IRBIS ANEXO 12 Fotografía del aerodeslizador IRBIS

ANEXO 13 Vistas de la pala del aerodeslizador IRBIS ANEXO 14 Visualización de vectores de presión en los perfiles ARA-D 6% a mayor ángulo de alfa ANEXO 15 Visualización de vectores de presión en los perfiles ARA-D 6% a mayor ángulo de alfa.

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GLOSARIO

ÁNGULO DE ATAQUE Y ÁNGULO DE INCIDENCIA: Se denomina ángulo de ataque, al formado entre la cuerda y la dirección de la corriente libre del aire (resultante del viento relativo).

ÁNGULO DE INCIDENCIA: El ángulo de ataque no debe ser confundido con el ángulo de incidencia. El ángulo de incidencia es el formado entre la línea de la cuerda y el plano de rotación del rotor. Este es un ángulo mecánico más que un ángulo aerodinámico, como si lo es el ángulo de ataque.

ANGULO DE PALA: Es el ángulo agudo que forma la cuerda de la sección de la pala con un plano perpendicular al eje de rotación. El ángulo de la pala es la suma del ángulo de hélice y el ángulo de ataque. ANGULO DE HÉLICE: Es el ángulo que forma la velocidad relativa del aire y el lano donde gira la hélice. Se llama también ángulo de paso de la hélice. p

ÁREA DE LA HÉLICE: Área de la pala multiplicada por el numero de palas que tiene la hélice.

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ÁREA DE LA PALA DE LA HÉLICE: Área total de la cara de tracción de la pala. La

cabina mirando hacia delante.

n a 90º, aproximadamente, en relación al viento relativo. Esta osición corresponde con la de resistencia mínima aerodinámica de la hélice.

: Son unos contrapesos de forma esférica que se utilizan para ompensación de peso.

aque l viento relativo.

ORDE DE SALIDA: Borde posterior de la pala de hélice, en sentido de ataque al

dos los mecanismos que fijan hélice y las palas al árbol porta hélice. Se llama también cubo de la hélice.

AMBER: Es la máxima distancia de la línea principal desde la línea de la cuerda.

N: Es la parte plana de la pala de la hélice. Técnicamente, la alabra correcta es intradós. La otra cara de la hélice, que tiene una superficie

UBO: Es la estructura que sirve de retenedor de las palas de la hélice.

HÉLICE: Se llama disco de la hélice al área circular barrida por las alas en movimiento.

l intradós, genera resiones, tanto en uno como en otro lado. La diferencia entre estas presiones (si

ORSO: Se llama dorso a la pala de la hélice al lado curvado de la misma

cara de tracción de la pala es el intradós de esta. O dicho en otros términos, es la que ve el piloto desde la BANDERA: Se llama bandera a la posición que adoptan las palas de la hélice cuando se colocap BOB-WEIGHTSc BORDE DE ATAQUE: Borde anterior de la pala de la hélice, en sentido de ata Bviento relativo. BUJE: Es la parte central de la hélice. El buje tiene tola C CARA DE TRACCIÓpmas curvada, se llama dorso de la pala o extradós. C CUERDA: Cuerda del perfil es la línea imaginaria que une el borde de ataque con el borde de salida. DISCO DE LAp DISTRIBUCIÓN DE PRESIONES. El aumento de la velocidad del aire sobre el extradós de un perfil con respecto a la velocidad del aire en epla presión en el extradós es mayor) genera una resultante a la que llamamos sustentación. D(extradós). El dorso o extradós de la pala es la superficie que se observa si se mira a la hélice de frente, montada en posición normal al avión.

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ESPIGA DE LA PALA: La espiga de la pala es la parte más próxima al buje. Se llama también raíz, debido a que es la zona de empotramiento de la pala en el ubo. La espiga de la pala es la parte de mayor espesor de la pala.

representa la distancia que hay en ulgadas de una sección determinada al eje de giro. Se puede expresar también

ada a partir del eje de giro.

las palas de la hélice en movimiento. Tiende a separar las palas e la raíz. Esta es debida al movimiento de rotación de la hélice y crece con la

ANDO DEL PASO: Palanca de control del paso de la hélice. Se llama también

OMENTO DE TORSIÓN CENTRIFUGO: Es el par que tiende a disminuir el

OMENTO DE TORSIÓN AERODINÁMICO: Se llama así al par de torsión que

ponen la hélice. Se extiende esde el cubo de la hélice hasta la punta o extremo de la pala.

so de la hélice.

la hélice. Normalmente se define para la situada al 75% del eje de giro.

. Es la torsión de la pala de la hélice a lo largo de su ltura, consecuencia de la variación del ángulo de hélice con la distancia al eje de

c ESTACIÓN DE PALA: Es el número que representa la distancia que existe entre una sección de pala y el eje de giro de la hélice. Si la distancia se mide en pulgadas, el número de estación de palapen porcentaje de la altura de la pala. Así por ejemplo. La estación del 70% de la altura de la pala cont FUERZA CENTRIFUGA DE LA PALA: La fuerza centrifuga de la pala es la fuerza que actúa sobredvelocidad angular al cuadrado de la hélice. Mmando de la hélice. Mángulo de pala. Mtiende a aumentar el ángulo de pala de la hélice. PALA: Una de las superficies aerodinámicas que comd PASO: Sin más adjetivos. El término paso tiene el mismo significado que ángulo de pa PASO GEOMÉTRICO: Se llama paso geométrico a la distancia teórica que recorre un avión por cada revolución completa deuna estación de pa DISTRIBUCIÓN DEL PASOagiro. PASO EFECTIVO: Es la distancia real que recorre el avión durante el tiempo que la hélice efectúa una revolución completa. Plano de rotación Es el plano en el cual gira la hélice. El plano de rotación es perpendicular, al eje de rotación del árbol motor

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RENDIMIENTO DE LA HÉLICE: Es un coeficiente que se usa para medir la

tiene al dividir la potencia útil para el vuelo (Tracción de la hélice por elocidad de vuelo) y la potencia que el motor entrega a la hélice. El rendimiento

stante, las modernas hélices propfan han conseguido antener rendimientos altos en estas condiciones de funcionamiento

ESBALAMIENTO: Es la diferencia entre el paso geométrico y el paso efectivo de

ECCIÓN DE PALA: Es la sección o corte transversal de una pala de hélice. La

CRUBBING DRAG: Es la resistencia que generan las superficies con las que ste en contacto el flujo de salida de las hélices.

PASO seguros que hacen que el paso se mantenga en a posición determinada.

CCIÓN DE LA a tracción de la hélice a la fuerza dinámica que ac la dirección de avance.

viatura idades

eficacia de trabajo de la hélice en su función de producir empuje. Es el coeficiente que se obvde la hélice es del orden del 80% en condiciones de vuelo de crucero; disminuye en gran medida si la velocidad de las puntas es transónica debido a la presencia de ondas de choque. No obm Rla hélice. Sselección es un corte imaginario que se puede individualizar para cualquier plano paralelo al eje de rotación. SCOOP INLET: Es la forma redondeada por donde el aire pasa a la hélice. Se SEGUROS DE DART: Sonun TRA

o HÉLICE: Se llam

enaer

túa sobre la hélice

Abre Definición Un - Altitud m; Ft AF Factor de Actividad - B Numero de palas - c Cuerda m; Ft CF = CT Coeficiente de Empuje - Cld Coeficiente de sustentación de diseño - Cli Coeficiente de sustentación integrado -

Coeficiente de poder de la hélice Ct/Cp Relación Empuje/Potencia - D Diámetro m; Ft Fblockage Factor de Bloqueo - Fcompressibility ilidad Factor de Compresib -

Cp -

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Fscrubbing Factor de Resbalamiento - fslip ita de los

tran inmersos en de salida de la hélice

Resistencia del área parascomponentes que se encenel flujo

-

h Retardo del paso de flujo a través del disco dela hélice

-

J Relación de Avance - Jeffective Relación de Avance Efectivo - N Revoluciones de la hélice RPM n Revoluciones de la hélice rps R Radio m; Ft Sbody área de la secció

la hélin transversal de los cuerpos ce

t2 delante de

m2; F

SHP Shaft Horse Power HP Swet slipstream área de los componentes del A/C que se

e la hélice m2; Ft2

encuentran en el flujo de salida dTHPav ponible Potencia de empuje dis HP Tinstalled s Empuje instalado LbTstatic Empuje estático Lbs V Velocidad Nudos ηPfree for Jeffective

Eficiencia de la hélice Libre -

ηPinstalled Eficiencia de la hélice Instalada - ρ Densidad atmosférica slug/ft3 σ Relación de Densidad atmosférica -

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INTRODUCCIÓN

Lo que se podrá ver en este trabajo será el fruto de una investigación acerca de un tema del cual no es sencillo encontrar información, así como tampoco personas especializadas o con experiencia en el tema, y aun mas difícil es cuando tanto en el mundo aeronáutico mundial, como en el de Colombia la tarea de diseñar de una hélice esta limitada a las grandes compañías como Hartzell y Mc Cauley entre otras, partiendo de este punto se puede ver una gran oportunidad de mercado y por consiguiente de crear empresa, teniendo la ventaja que las regulaciones para hélices de este tipo de vehículos no es tan amplia y por lo tanto es una buena plataforma para experimentar, desarrollar y establecer la base tecnológica para modelos mas exigentes en términos de regulación como lo es la aeronáutica.

En cuanto a la metodología usada en el trabajo se hizo de tal forma que el lector este en todo momento viendo una serie de pasos ordenados, partiendo de los mas sencillo a lo mas especializado y complejo, haciendo del calculo y predicción un ejercicio sencillo, utilizando todas las herramientas que los programas modernos nos pueden brindar; este proceso de reingeniería es realizable no solo para el caso que nos ocupa del rediseño de la hélice del aerodeslizador IRBIS, si no que también puede ser usado en cualquier otro tipo de exigencia que se le pueda presentar a los futuros ingenieros aeronáuticos en donde se les plantee ejecutar el calculo, diseño y construcción de una hélice como solución.

Este trabajo esta enfocado en la hélice de un aerodeslizador; un medio de transporte que ya esta en Colombia y en muy poco tiempo estará en operación, tenemos el privilegio de tener uno de los 12 que existen en el mundo a nuestra disposición, dándonos la oportunidad de ser los pioneros en cuanto a diseño, calculo y construcción de hélices para este tipo de vehículos, que iniciaran una nueva era en el transporte Fluvial, marítimo y terrestre para el uso civil y porque no en el militar también.

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1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA 1.1 ANTECEDENTES Entre 1988 y 1989 se realizo un concurso en el cual competían por desarrollar la mejor hélice para el aerodeslizador IRBIS diseñado en el año de 1986 por el Instituto CDB Neptuno, quienes fueron los diseñadores y constructores del aerodeslizador; a este concurso se presentaron dos hélices; la primera presentada por el instituto Krilov fabricada en metal y la resultante ganadora presentada por la compañía TSAGI que esta hecha con materiales compuestos. 1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA Colombia por su ubicación estratégica tiene una gran cantidad de vías fluviales y zonas intercostales en los cuales la navegación fluvial esta poco desarrollada, teniendo deficiencias en el servicio y altos costos de operación, a razón de esto se necesitan altas inversiones en infraestructura para poder mejorar el transporte en zonas apartadas de la geografía nacional; Aeronaviera de Colombia Ltda. esta introduciendo un aerodeslizador, con una capacidad de 32 pasajeros en rutas turísticas que corresponden a las rutas de Cartagena – Islas del Rosario, con el propósito de demostrar la viabilidad de este medio de trasporte es requerido mejorar las prestaciones de este en cuanto a eficiencia, empuje, ruido y desempeño; junto con esto se intenta suplir la carencia de construcción y diseño de hélices en Colombia, razón por la cual la única salida que encuentran los operadores de aeronaves es importar las hélices de otros países, haciendo que el valor de la hélice se incremente considerablemente. Es por esto que surge la pregunta de ¿Es posible rediseñar y construir una hélice en Colombia?

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1.3 JUSTIFICACIÓN La industria del transporte en el país ha evolucionado muy rápidamente. Todas las personas que deseen desplazarse de un lugar a otro necesitan usar un medio de transporte: autos, buses, barcos, aviones. Lo que todos buscan es la mayor comodidad y economía. El concepto de aerodeslizador en Colombia es nuevo. Este nuevo medio de transporte proporciona las soluciones de movilización y economía para las zonas apartadas del país, siendo más confortable que un bote, más rápido y razonablemente económico. Es así que se desea mejorar las características de desempeño de un aerodeslizador por medio del rediseño de ingeniería de la hélice del mismo, con el fin de demostrar que sí se puede diseñar calcular y construir una hélice en Colombia Este trabajo de investigación también desarrollará un manual de procedimientos de diseño y calculo de hélices, tema que nos compete como ingenieros aeronáuticos, y en el cual muy poco se a profundizado en el medio aeronáutico, siendo este el primer medio de propulsión en el mundo de la aviación; este es un tópico que nos sigue interesando debido a que su aplicabilidad es muy amplia y la necesidad esta dada para que nuestro trabajo llegue mucho mas allá del desarrollo del tema, si no que además nos de la oportunidad de ingresar a un campo en el que no se a llegado mas allá de la reparación y mantenimiento de las hélices, abriéndonos así las puertas en campos que la mayor parte, por no decir toda, la gente del medio aeronáutico jamás se a detenido a mirar como opción de empresa; con esto en claro, nos atrevemos a decir que la nueva industria y que el futuro de muchos ingenieros aeronáuticos podría estar en la construcción, diseño y rediseño de ingeniería de hélices. Llegando al objetivo propuesto en este trabajo, entre otras cosas lo que se lograra es una reducción en el consumo de combustible y en la emisión de ruido del aerodeslizador, haciéndolo mas rentable y silencioso, lo cual ayudaría a sus costos de operación, versatilidad, extensión de rangos en trayectos y a demostrar que en este país es posible explotar la creación de empresa en este inmenso campo de las hélices.

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1.4 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN 1.4.1 OBJETIVO GENERAL Diseñar una hélice de paso variable y establecer la metodología de diseño para la misma. 1.4.2 OBJETIVOS ESPECÍFICOS

• Desarrollar la investigación de teoría de hélices.

• Desarrollar la investigación de eficiencia de una hélice.

• Estudiar y aplicar los principios de operación de una hélice.

• Estudiar los distintos tipos de perfiles aerodinámicos que son viables para una hélice y su influencia sobre la misma.

• Analizar las características de geometría de una pala para lograr el

desempeño más eficiente.

• Determinar parámetros para el diseño.

• Elaborar la metodología paso a paso del diseño conceptual de una hélice

de paso variable para el aerodeslizador IRBIS. • Calcular el rendimiento de la hélice y su resbalamiento (scrubbing). • Establecer el paso geométrico, la distribución del paso y el paso efectivo

que mejor se adapten al diseño.

• Identificar los métodos para reducción de ruido, y como se realiza su muestreo.

• Determinar parámetros para la construcción de la hélice.

• Estudiar la aplicabilidad de la utilización de distintos materiales para la

fabricación de la hélice y elegir el más conveniente, que sea resistente a la abrasión.

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1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO 1.5.1 ALCANCES Llegar al diseño preliminar de una hélice propuesta de paso variable para el aerodeslizador IRBIS. 1.5.2 LIMITACIONES No hay aerodeslizadores en Colombia y por lo tanto poca experiencia en la operación y aun menos en cuanto al diseño de sus sistemas de propulsión. Los aerodeslizadores en el mundo son muy escasos y en cuanto a su diseño y partes esto es casi un secreto. Esta poca información sobre hélices para aerodeslizadores que son notablemente diferentes con las de las aeronaves, hace que se deban hacer cambios pertinentes con el fin de adaptarlos a razón de tener misiones muy distintas en su operación. No hay personas especializadas en el país disponibles para la consulta sobre cálculos, construcción y diseño de hélices. No existe una empresa o persona que tenga experiencia en construcción de hélices de material compuesto. El diseño de hélices esta limitado a pocas personas en el mundo, haciendo más difícil la tarea de adquisición de información. La única ayuda en cuanto a experiencia sobre hélices esta limitada a el mantenimiento y reparación.

24

2. MARCO DE REFERENCIA 2.1 MARCO TEÓRICO 2.1.1 Teoría de las hélices Las hélices datan de 1493, cuando Leonardo Da Vinci propuso el concepto de un tornillo helicoidal para impulsar una máquina verticalmente en el aire. La hélice es un propulsor mecánico que produce una fuerza, o empuje, a lo largo del eje de rotación cuando gira en un fluido (gas o líquido). Las hélices pueden funcionar tanto en aire como en agua, aunque un propulsor diseñado para un funcionamiento eficiente en uno de los dos medios sería muy poco eficiente en el otro. Hasta el desarrollo de la propulsión a chorro, todos los aviones (excepto los planeadores) tenían este tipo de propulsión. Incluso hoy, los turbofans utilizan un tipo especial de hélice, instalada en un conducto. Cuando una hélice está situada en una corriente de aire funciona como un molino. La hélice es en esencia un tornillo que, al girar, se impulsa a sí mismo a través del aire o del agua de la misma forma que un perno se inserta en una tuerca. Las hélices normales suelen consistir en dos, tres o cuatro palas, que tienen la forma geométrica de la rosca de un tornillo. La distancia que una hélice o una de sus palas se desplaza hacia adelante por cada vuelta completa que realiza el eje del propulsor, si no hay ninguna pérdida de transmisión, se denomina avance geométrico; esto correspondería al paso, o distancia entre roscas adyacentes, de un tornillo simple. La distancia que la hélice desplaza a través del aire o del agua en una rotación se llama avance eficiente, y la diferencia entre el avance geométrico y el avance eficiente, pérdida de transmisión. En general, un propulsor eficiente tiene pérdidas de transmisión muy pequeñas y el avance eficiente, cuando opera en condiciones de diseño, equivale casi al avance geométrico; sin embargo, el propulsor eficiente mantiene la relación entre la energía de propulsión producida y la energía consumida al rotar el eje del propulsor. Los propulsores aéreos tienen a menudo una efectividad cercana al 90%. • Teoría del elemento de la pala: En esta teoría, llamada también teoría de las franjas, se toman en cuenta las pérdidas del perfil de las secciones de pala. Es la teoría mas usada en el diseño de una pala de hélice y para evaluar características de desempeño de un diseño acabado de una hélice. Cada sección de la hélice se considera que es un perfil en rotación. Se supone que se puede dejar a un lado el flujo radial de aire, de modo que el flujo sobre una

25

sección de la pala sea bidimensional. En la Figura 1 se muestran en diagrama los vectores de velocidad correspondientes a una sección de pala de longitud dr, ubicada en un radio arbitrario r. La proyección del eje de rotación es OO´, el plano de rotación es OC, el ángulo de la pala es β, el ángulo de ataque para el aire que fluye hacia la pala (en el sistema de coordenadas relativas) con una velocidad Vo es α, la velocidad tangencial del elemento de la pala es u = 2пrn y el paso o ángulo de avance es ф. Según la figura 2. α = β – ф (Ec. 1) Y ф = tan-1 (Vo /п x n x d) (Ec. 2) Figura 1. Diagrama de los vectores de velocidad

Fuente: Fuente: GIBSON, Op. cit., p. 22 En la figura 2 se ilustran las fuerzas que actúan sobre el elemento de la pala. Si b denota la anchura de la pala en cuestión, y CL y CD son los coeficientes de sustentación y de resistencia de la sección de la pala (perfil aerodinámico), entonces la fuerza de empuje dF que actúa en el elemento de la pala esta dada por:

φγγφρ 2 )cos(21 bdrCVF +

= 20 cos senL (Ec. 3)

d

26

Figura 2. Fuerzas que actúan sobre el elemento de la pala

Fuente: GIBSON, Op. cit., p. 23 La fuerza de par motor dQ correspondiente se puede expresar por:

φγγφ2 )(senbdrC + ρ21 VdQ = 20 cos senL (Ec. 4)

e propulsión del elemento de la pala, llamada eficiencia de paletaje, e define por

En donde tan γ= dD / dL = CD / CL = D / L (Ec. 5) Donde D y L denotan la resistencia al avance y la sustentación respectivamente. a eficiencia dL

s

φφ

γφφη

cot/tan/

)tan(tan0

+−

=+

==DLDL

udQdFV

b (Ec. 6)

a hacer que

l valor de ф par bηEavance

sea un máximo de denomina ángulo optimo de фopt. Así,

)/(23.5745

24 DLopt −=−= ογπφ (Ec. 7)

27

En consecuencia la eficiencia máxima de la pala es:

1)/(21)/(212) −

=−

=DLγη (

12max ++ DLb γ (Ec. 8)

hélice, se suman emento de la pala.

l coeficiente de sustentación integrado es

Se puede construir un diagrama de fuerzas, similar al de la figura 2, para cada elemento de pala de la hélice si se tiene en cuenta la variación en ф con el radio.

actúan sobre la Para obtener las fuerzas resultantes queintegran) las fuerzas que actúan en cada el(

E

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛= ∫

=

Rrd

RrC

Rr

LrLi

30.1/

/

(Ec. 9)

de sustentación de la sección de la pala de la hélice y r/R

CRrL

onde C = coeficienteLiD

es la estación de la pala. El coeficiente de sustentación integrado se encuentra entre 0.15 a 0.70. Hay un dilema en le diseño y selección de secciones de palas, ya que un elevado empuje estático exige un LiC alto, lo cual da pη relativamente bajo a velocidad de crucero. Las condiciones de velocidad de crucero requieren C bajo para tener uena

Li

pη . Las hélices de paso variable permiten la optimización de pero a

o se tienen en cuenta tales distorsiones, se

ω – .5ω´, en donde ω´ es la rotación del tubo de corriente de la hélice en el plano de

sta dado por

LiCbexpensas del peso y la complejidad. • Teoría del vórtice: Se puede mejorar todavía más la teoría del simple elemento bidimensional de la pala, al tomar en cuenta la distribución real de las velocidades en el tubo de corriente de la hélice y al determinar la carga real sobre las palas por medio de la teoría de vórtices. Las palas se representan por filamentos limite de los vórtices, que barren las laminas de vórtices hasta el infinito. Las laminas de vórtice se distorsionan por la contracción del tubo de corriente de la hélice y por la resistencia del perfil de las palas. Si npuede calcular la velocidad inducida en la estela con el supuesto de que las láminas del vórtice sean turbulentas. Por ello en la figura 2, la velocidad axial inducida viene a ser la media aritmética de las velocidades axiales a grandes distancias corriente arriba y corriente abajo del disco del rotor; y la velocidad rotatoria inducida en el disco viene a ser 0ella. Por tanto el ángulo de ataque α para un elemento de rotor e α = β – tan-1 [VF / r(ω-0.5ω´)] (Ec. 10) Donde VF es la velocidad axial inducida en el plano de la hélice.

28

La adición de los efectos de vórtice mejora la representación de la hélice por los elementos de la pala. Pero hay efectos de flujo tridimensional que no se han

fluido, y los siguientes coeficientes han sido sugeridos para incluir ese efecto (el

tación para nálisis de perfiles aerodinámicos tridimensionales

stación radial (relación r/R) Factor de corrección _____________

_______________________________________________________ uente: Propeller Hanbook, Departament of the Air Force, Navy and Commerce

ice. Se

la

rranque partiendo de 0. Conforme aumenta Vo, se reducen α y el empuje.

erodeslizador la hélice esta en el estado de ventilador. Hay

ección) como función del ángulo de paso ф para diferentes valores de L/D. las élices, en general, trabajan con relaciones L/D de 20 o más.

incual reduce el coeficiente de sustentación) Tabla 1. Factores de corrección de la pendiente de la curva de sustena________________________________________________________ E____________________________________________ (0.2)(0.3)(0.45)(0.6)(0.7) 0.85 0.8 0.80 0.9 0.70 0.95 0.65 _F

Características del desempeño: El paso y el ángulo ф (Figura 1) tienen diferentes valores en diferentes radios a lo largo de las palas de la hélacostumbra, por tanto, hacer referencia a todos los parámetros que determinan las características globales de una hélice, para sus valores de 0.7r o de 0.75r. Para un ángulo β dado de la pala, el ángulo de ataque α en cualquier sección depala es función del coeficiente de velocidad, Vo/u, en donde u= пndp: se acostumbra sustituir Vo/u por su equivalente, la relación de avance, J=Vo/ndp. Para los valores dados de β y de n, el ángulo de ataque α alcanza su máximo valor cuando Vo=0, con ф = 0. En otras palabras, el empuje F de la hélice es máximo en el momento de romper la fuerza estática del aerodeslizador, es decir en el aFinalmente, se alcanza una velocidad hacia delante para la cual el empuje es cero. Si se incrementa J para un ángulo constante de la pala, se hace que la hélice opere sucesivamente como ventilador, hélice, freno, molino de viento. La mayor parte de la operación, sin embargo, es conducida por el estado de hélice. En puesta en marcha del aque evitar el estado de molino de viento, porque puede producir sobre velocidad en el motor y dañarlo. El coeficiente CL de sustentación es función lineal de α hasta llegar al ángulo de pérdida y CD es función cuadrática de α. Además, la sustentación L es cero con un valor negativo de α. En la Figura 3 se presentan las relaciones L/D de las secciones típicas de la hélice. En la Figura 4 se presenta la eficiencia de una pala (sh

29

ecciones típicas de la hélice Figura 3. Relaciones L/D de las s

Fuente: GIBSON, Op. cit., p. 24 Figura 4. Eficiencia de una sección de pala como función del ángulo de paso ф para diferentes valores de L/D

Fuente: GIBSON, Op. cit., - Coeficientes de la hélice: Si no se tiene en cuenta la compresibilidad del aire, se

p. 27

puede mostrar que:

30

F (

(Ec. 14) donde C es el coeficiente de empuje, C es el coeficiente de par motor y C es el

ra obtener los valores de F, Q y P para hélices geométricamente semejantes de tamaño natural.

De ahí que la eficiencia propulsora ideal de una hélice se exprese por

(Vo, n, dp, ρ, F)=0 Ec. 11)

20 /5 PnVCS ρ= (Ec. 16) QdVC PQS /3

0 ρ=

Los siguientes coeficientes se obtienen por análisis dimensional para expresar el desempeño de las hélices que tienen la misma configuración geométrica:

FpCdnF (Ec. 12) QpCdnQ (Ec. 13) PpCdnP 42ρ= 52ρ= 53ρ=

F Q P coeficiente de potencia; ellos son independientes del tamaño de la hélice. Por tanto se pueden emplear pruebas de modelos a pequeña escala pa

P

F

pP

Fp C

CJ

ndV

CC

PFV

=== 00η (Ec. 15)

O ente de velocidad CS y el coeficiente de par motor-velocidad C Por lo tanto,

tros coeficientes útiles son el coeficiQS.

(Ec. 17)

Un factor de empleo común relacionado con la configuración geométrica de la

la solidez vc ala.

Rendimiento

hélice es la solidez, σ. Por definición

σ = c / p (Ec. 18)

aría de un radio a otro; en un radio determinado, σ es proporcional a la apacidad de absorción de potencia del anillo del elemento de p

•

Empuje estático

Con base en la teoría del momento axial, el empuje estático Fo de un disco actuador de diámetro dp se expresa por

( ) 32

32

31

0 *4.10)(2/ pp dbhpPdF == πρ (a nivel del mar) (Ec. 19)

Por ello, la potencia de empuje en caballos (thp thrust horse power) es

)/1)(/38400( 310pp CNd

Fthp ==

bhp (Ec. 20)

31

en las ecuaciones (19) y (20) se supone velocidad axial uniforme, que no haya rotación del aire y no haya pérdidas en los perfiles. Consiguientemente, pueden tener un error hasta del 50%. Hesse sugiere el empleo de las ecuaciones

p

F

p

Fpestática C

CCC 2

32

3

789.02==

πη (Ec. 21)

y

F = 10.42 [dp (ηp estática )shp]2/3 (ρ / ρ0 )1/3 (Ec. 22)

Junto con los datos calculados para una hélice especifica, como se ilustra en la Figura 5. El factor Cf/Cp (Ct/Cp; en ingles) es uno de los factores mas importantes cuando se esta diseñando una hélice. Este factor es un gran determinante en el empuje que la misma puede producir. El coeficiente de empuje Cf o Ct, es un valor que no depende del tamaño de la hélice, y nos ayuda a determinar el empuje total

uje estático para una entrada dada de potencia

rado y óptima relación CF/CP

producido por la misma. El empaumenta de acuerdo con el diámetro y el número de palas. Las hélices de paso controlable, seleccionadas para tener un buen rendimiento general, desarrollaran entre 3 y 4 lbs de empuje por shp.

Figura 5. Coeficiente de elevación de diseño integ

Fuente: GIBSON, Op. cit., p. 29

El operación, se puede obtener con las graficas generales que presenten Cp como función de la relación de J de avance, con la

rendimiento, en condiciones de

32

eficiencia de la hélice y ángulo de paso de la pala en un radio de 75%, θ3/4 , como parámetros. La Figura 6 es una de esas graficas.

Figura 6. Eficiencia de la hélice y ángulo de paso de la pala en un radio de 75%,

Fuente: GIBSON, Op. cit., p. 32

Empuje inverso

Efectos de compresibilidad

A medida que la velocidad relativa entre un perfil aerodinámico y el aire a corriente libre se aproximan a la velocidad sónica, el coeficiente C de sustentación disminuye con rapidez y, simultáneCD de resistencia al avance. La hélice esta sujeta a estos efectos. Debido a que la

Al operar las palas de la hélice con grandes ángulos negativos de ataque, se puede desarrollar empuje inverso. En estas condiciones, las palas están en perdida y como en el caso del empuje estático, no se pueden calcular las fuerzas sobre las palas. En la practica, el tope del paso inverso se ajusta al tanteo, de modo que la hélice pueda absorber la potencia nominal a velocidad cero, esto es, a Vo = 0. Con inversión de paso fijo, la potencia absorbida cuando hay cierta velocidad de avance será menor que el valor nominal, pero el empuje inverso, por lo general, es mayor que el empuje estático hacia el frente correspondiente a esa potencia nominal.

L amente, ocurre un gran aumento del coeficiente

33

velocidad acústica disminuye desde el nivel del mar hasta la altitud isotérmica, los efectos aparecen con menores velocidades en las puntas a grandes altitudes. Además, el efecto es más pronunciado a velocidad más alta en las puntas. Cuando la velocidad de su línea de paso se aproxima a la velocidad sónica local del aire, se forman ondas de choque con el borde de ataque de la pala de la hélice. Por lo tanto, el coeficiente CF se reduce y se aumenta CP, lo cual perjudica la eficiencia propulsora de la hélice. El efecto combinado de la velocidad de la punta de pala y la velocidad hacia adelante del aerodeslizador puede hacer que en la punta de la pala surjan efectos de compresibilidad. Despreciando la velocidad inducida de la hélice, se puede ver en la figura 7 la relación soportada entre la velocidad hacia delante, U, velocidad rotacional de la hélice, n (en rps) y la velocidad en la punta de la pala, Utip:

(Ec. 23)

y en términos de velocidad de mach es: (Ec. 24)

Hasta creyendo que una hélice sufre relativa perdidas de eficiencia, hasta en los rangos de operación por debajo de M = 1.0 a razón que el empuje es derivado desde la parte mas interior de la pala, esta producirá niveles de ruido inaceptables; Para reducir estos niveles de ruido, la velocidad en las puntas debe ser mantenida por debajo de 800 ft/seg lo cual es bien por debajo de la velocidad del sonido a nivel del mar en condiciones estándar (a=1.116 ft/sec) Esto produce una velocidad de mach en la punta de 0.72. Con esto podemos decir que la velocidad de mach en la punta se selecciona y tanto la velocidad hacia delante como las revoluciones de la hélice son sabidas pues el diámetro de la hélice se puede calcular con esta ecuación

(Ec. 25)

Partiendo de esta ecuación en las primeras fases de diseño se pueden obtener de manera análoga valores de diámetros de hélice para las variables dadas; Un ejemplo del efecto de la compresibilidad a una eficiencia máxima relativa para una hélice es dado en la Figura 8

34

Figura 7 Definición de ángulos para una pala

Fuente: DARcorp., Op. cit., p. 281

35

Figura 8. Ejemplo del efecto de compresibilidad en la eficiencia de la hélice, para una hélice con 8% de espesor de sección.


36

Los efectos de compresibilidad en la eficiencia de una hélice, pueden ser medidos por medio de un factor de compresibilidad que se determina de la siguiente forma:

1. El incremento en el número de mach, ∆Mblade camber se determina por la

figura 9 a un valor apropiado de coeficiente de elevación CL de diseño integrado.

2. La corrección del factor de compresibilidad ,Fcompressibility se lee desde la figura 10 a un radio de avance geométrico, J=U/nD y el Numero de Mach efectivo: Meff = M + ∆Mblade camber donde M es la corriente libre de número de mach del avión.

Si es necesario saber el número de mach en la punta de la pala se hará con la ecuación 24.

Figura 9. Efecto del camber de la pala en el número de mach efectivo

Fuente: Fuente: DARcorp., Op. cit., p. 297

37

Figura 10. Efecto del radio de avance y número de mach efectivo en el factor de corrección de compresibilidad.

Fuente: Fuente: DARcorp., Op. cit., p. 297

convexa y la inferior es plana o ligeramente cóncava. Esto es similar al

ornillos, que vienen de rosca quierda o derecha, las hélices pueden tener la misma designación; cuando

• La hélice como ala: El corte de cualquier hélice demuestra que la superficie superior esdiseño básico de las alas de los aviones.

• La hélice como un tornillo: Primero, el pitch de una hélice es la distancia teórica que esta puede moverse hacia delante en una revolución (similar a los tornillos). La segunda característica similar al diseño de los tronillos es que el ángulo de pala cambia a lo largo del radio, así cerca al núcleo, el ángulo es muy alto y en la punta de la pala es mucho menos profundo. La tercera característica similar es que como los tizenfrenta el flujo de aire si la punta de la hélice se mueve hacia la derecha es designada “Right hand” y si es hacia la izquierda es “Left hand” (vista desde el

38

frente una hélice Left hand gira en sentido anti-horario, y viceversa). Las hélices son frecuentemente estampadas como “RH” o “LH” Las palas de las hélices modernas se fabrican en aleaciones de aluminio ólido, de acero hueco o de materiales plásticos reforzados. Pueden asimismo

hélice de propulsión, y mitad de estos gramos en el extremo de la otra pala, el propulsor estaría en

braría si rotara a gran velocidad.

palas, cada una de ellas con forma erodinámica en sección transversal, y produce elevación.

• Fuerzas que actúan sobre una hélice:

Fuerza Centrifuga de la pala: Es debido el movimiento de giro de la hélice y esta

sestar equipadas con dispositivos antihielo. El propulsor debe estar equilibrado con mucha precisión, tanto estática como dinámicamente. Si, por ejemplo, se añadieran 57 g en el centro de una de las dos palas de una laequilibrio estático, pero no dinámico, y vi El rotor de un autogiro o helicóptero es en esencia similar a un propulsor aéreo ordinario, ya que consta de varias hojas o a

es la mayor fuerza que actúa sobre la hélice Figura 11 Fuerza centrifuga tiende a halar las palas del cubo.

Fuente Frank Delp Aircraft Propellers and Controls

Tracción: Es debido a la diferencia de presión entre el intradós y el extradós de la pala y es el que produce esfuerzos de flexión en la pala. Lo que se muestra en la grafica 12 es de donde proviene el momento centrifugo de la pala, y la consecuencia directa de este es que tiende a disminuir el paso.

Par de Reacción Es causado por un par igual y contrario al que recibe la hélice conducida por el motor.

39

Figura 12. Flexión de la pala.

Fuente:DARcorp., Op. cit., p. 297

Momento aerodinámico de torsión Es un momento que trata de girar la hélice hacia un mayor ángulo de pala. El momento aerodinámico de torsión se produce porque el centro de presión de la sustentación de la pala esta por delante del eje de giro del cambio de paso de la pala, es decir esta mas cerca del borde de ataque, por lo tanto se produce un momento que es igual a la reacción aerodinámica multiplicada por la distancia que existe entre el punto de aplicación de la reacción aerodinámica y el eje de giro. En algunas hélices se aprovecha el momento aerodinámico de torsión para colaborar en la puesta en bandera de la hélice. Figura 13. Fuerza de doblado de torque que tiende a doblar la pala en la dirección opuesta a la de giro.

Fuente Frank Delp Aircraft Propellers and Controls, p. 14

40

Momento Centrifugo de la pala: Así como en la figura 11 que establece una forma de ver como se produce el par centrifugo de la pala, si reducimos la sección de pala a dos mazas concentradas en el borde de ataque y de fuga así como se muestra en la figura se muestra que la fuerza centrifuga se descompone en una omponente perpendicular al plano de la sección de la pala y en otra paralela a

a combinación de las otras fuerzas (T y L de la Figura) origina un momento

tra las erzas T y L actuando en el plano de la sección.

el par centrífugo de la hélice es normalmente muy alto, hasta el punto en el que hay que adoptar algunas medidas para que dicho par de fuerzas no se aplique de forma completa sobre el mecanismo de cambio de paso. Para ello se emplean normalmente los contrapesos de las palas, para facilitar el diseño y la operación del mecanismo del cambio de paso. Los contrapesos de las palas tienen la función de disminuir el par centrifugo de la hélice, y con ello el par que actúa sobre el mecanismo de cambio de paso. Figura 14. Momento de torsión aerodinámica que tiende a incrementar el ángulo de pala.

cdicho plano. Siendo la primera componente el esfuerzo centrifugo de la sección, que tiene importancia fundamental desde el punto de vista estructural de la hélice; es una enorme fuerza de tracción que actúa sobre el material. Lcentrífugo de la pala que tiende a disminuir el paso, Se puede observar la tendencia del grafico que se encuentra a la derecha de la pala, que muesfu El valor d

Fuente: Frank Delp Aircraft Propellers and Controls, p. 15

41

Fuerzas debidas a la vibración de la hélice: Cuando una hélice produce empuje, se presentan fuerzas aerodinámicas y mecánicas que hacen que la pala vibre, estas vibraciones deben ser compensadas. No obstante en algunas hélices puede existir una banda de revoluciones que viene a ser la banda crítica de altos sfuerzos vibratorios, en estos casos los manuales de operación avisan de no

aso por ella. Estas vibraciones aerodinámicas se concentran en s extremos de las palas que son las que están sujetas a una mayor velocidad

respecto al aire, incluso funcionan en régimen transónico (Mach 0.8 a1.2) Las vibraciones mecánicas son inducidas fundamentalmente por la cadencia de

tas vibraciones pueden ausar golpeteo y vibración, y pueden ser disminuidas usando apropiados perfiles

emantener la hélice en la citada banda de revoluciones salvo en los procesos transitorios de plo

explosiones en los cilindros de los motores de embolo. Escy diseños de punta. Figura 15. Momento de torsión centrífugo que tiende a hacer que se disminuya el ángulo de pala.

Fuente: Frank Delp Aircraft Propellers and Controls, p. 15

Fuerza debido al empuje de la hélice: Esta fuerza tiende a doblar las palas hacia delante de la posición operacional, porque la elevación arrastra la punta de la pala flexionando las partes delgadas de la pala. Esta fuerza de flexión se opone a la fuerza centrifuga en unos grados, esta oposición de fuerzas pueden ser usados ara reducir los esfuerzos de operación.

aso del ala de un avión

rotación, con una velocidad

p .1.2 Principio de Operación de la hélice: Así como en el c2

las secciones aerodinámicas de una hélice producen una reacción aerodinámica durante el movimiento relativo respecto a el aire; No obstante el funcionamiento es istinto pues la hélice posee un movimiento ded

tangencial distinta para cada sección de la pala, y una velocidad de translación

42

que se corresponde con la velocidad de vuelo. La pala trabaja en un flujo de aire que es la resultante vectorial de estas dos velocidades. Figura 16. Fuerzas de flexión por el empuje.

Fuente: Frank Delp Aircraft Propellers and Controls, p. 16 La velocidad resultante V se llama velocidad relativa, que es la que determina las características de trabajo de la sección de la pala. Cuando el viento incide sobre la pala de la hélice se forma al igual que en el ala, onas de presión diferencial entre el intradós y el extradós del perz fil. Ahora bien la

la hélice, hay además un par resistente que es r el par motor para hacer girar la hélice.

hélice esta instalada en un plano vertical con el extradós del perfil hacia la dirección de vuelo (zona de menor presión), y el intradós en la parte interna (zona de la pala de mayor presión). Por consiguiente se produce una fuerza de presión acia delante que es la tracción de h

el momento que debe vence En la zona de la raíz de la pala, la velocidad relativa del aire se inclina más y mas hacia la dirección que tiene la corriente libre, puesto que la velocidad tangencial de dicha zona es muy pequeña. En efecto la velocidad tangencial de la sección de un elemento de pala es el producto de la velocidad angular por la distancia al eje de giro; la velocidad angular es la misma para todas las secciones, pues depende del régimen de rotación de la hélice, pero cada sección de la pala esta situada a distinta distancia del eje de giro de la hélice. El ángulo de pala se aproxima entonces a 90º en las zonas de la pala más cercanas a la raíz.

43

Las distintas secciones de pala se sitúan con un cierto ángulo respecto a la velocidad relativa del aire con el fin de obtener una fuerza aerodinámica

al plano de rotación es la suma del ángulo de hélice y el ángulo de taque es el ángulo de pala que es lo que se conoce como paso.

nte torsión, que se aprecia desde la raíz hasta la punta.

.1.3 TIPOS DE HÉLICES

ambiar en vuelo, y se clasifican en dos grupos:

otencia. Son hélices muy simples y por lo tanto e mantenimiento fácil donde priman las consideraciones económicas

pueda girar a altas revoluciones y aprovechar con llo toda la potencia del motor para impulsar hacia atrás una gran mas de aire;

i es un vehiculo que la mayor parte del tiempo esta en crucero, interesa un paso

riable: Es aquella que permite ajustar el paso de la hélice en

adecuada. Este ángulo se llama, ángulo de ataque puesto que la sección de pala ya tiene un cierto ángulo de hélice, resulta que el ángulo total de la sección respectoa La pala tiene necesariameLos ángulos de la pala crecen desde la punta a la raíz, principalmente debido al argumento del ángulo de la hélice. 2 Hélices de paso fijo: Las hélices de paso fijo son aquellas cuyo paso no se puede cLas hélices de paso ajustable que no son usadas en aerodeslizadores y las hélices de paso fijo se fabrican con un paso inalterable. Es un tipo de hélice que se emplea para motores de baja pdEl paso con el que se fabrican estas hélices es un compromiso para conseguir las mejores características de desempeño, en teoría, para la puesta en marcha desde el estado estático, el aerodeslizador debe tener una hélice con paso pequeño (paso corto), de tal manera queePero ya en crucero interesa ajustar el paso hacia paso largo para que el motor no gire muy rápido (muy rápido y de forma antieconómica pues gastaría en exceso el combustible), o que se embale durante un picado. Como el paso de estas hélices es fijo, el constructor debe elegir un paso intermedio, de acuerdo con las características de avión donde se valla a instalar la hélice. • Hélices de paso ajustable: La hélice de paso ajustable permite el ajuste del paso en tierra por el mecánico. El diseño de esta hélice corresponde a la idea de ajustar el paso para la fase de navegación más representativa que hace el vehiculo, teniendo en cuenta los siguientes aspectos: Slargo (mayor ángulo de pala). • Hélices de paso vavuelo, claro que en la actualidad se controlan automáticamente, y deben clasificarse en 2 grupos que son:

44

Hélices de dos posiciones: Las hélices más representativas de esta clase son las de la firma Hamilton Standard, prácticamente obsoletas; las posiciones que tiene on la de paso corto para baja velocidad y cuando se necesita un alto empuje, y

de hélice fue la pionera en el campo de las hélices de paso variable, esta élice cuenta con un mecanismo que le permite al piloto cambiar el paso en vuelo;

Hélices de velocidad constante y su mecanismo de control: La introducción de

El mecanismo permite mantener el régimen de vueltas del motor seleccionado por el piloto, sin tener en cuenta la velocidad o la

Hélice de paso variable de simple y de doble efecto: Las hélices según su criterio élices

de paso variable se dividen en dos grupos que son hélices de simple y doble efe Se dicpreparhélicesdoble e Por el esta dque la

• Hélic entar el empuje de una hélice es poniéndola adentro de una cobertura, la que es llamada ducto. “Ducted fan”. A bajas velocidades del aire, un diseño apropiado de ducto puede aumentar

sla de paso largo para crucero. Hélices de control manual: Al igual que las de dos posiciones ya son obsoletas.

Este tipohel inconveniente que presentó este tipo de diseño fue que el control debe ser permanente por parte del piloto puesto que de lo contrario terminaría por sobrecargar el motor.

un mecanismo de regulación centrífugo eliminó los problemas de control manual del paso. El regulador centrífugo de la hélice es a la vez un detector y un controlador de vueltas del motor.

actitud de vuelo. La función del regulador de la hélice es ajustar el paso de manera que la carga que impone la hélice sobre el motor mantenga las revoluciones de éste en el ajuste seleccionado. Así, durante el arranque la hélice absorbe toda la potencia disponible del motor. De tal modo que cuando la velocidad del aerodeslizador aumenta, el paso de la hélice aumenta proporcionalmente para mantener las revoluciones constantes, sin entrar en una condición de sobre velocidad.

operacional se clasifican según el paso, pero ya vistas como sistema las h

cto.

e que una hélice es de simple efecto si el pistón del cilindro hidráulico esta ado para recibir presión solo por un lado del mismo. Es el caso de las de monomotores y bimotores ligeros incluidos turbohélices. La hélice de fecto es la hélice de estándar en la actualidad.

contrario, si el pistón del cilindro hidráulico que cambia el paso de la hélice iseñado para recibir presión de aceite en ambas caras del pistón, se dice hélice es de doble efecto.

es con Ducto: Una de las formas de aum

45

significdiámetestátic acidad de incrementar el empuje sin incrementar la potencia y con el mismo diámetro. Esto es obviamente una cualidad

l disco de la hélice.

castigos por el uso del ducto pueden ser minimizados si el ducto es diseñado también como una superficie de elevación, fácilmente de lograr

l compuesto, material que hoy en día no es muy económico en cuanto a insumos, pero cuenta con la ventaja de su fácil construcción comparado con lo que seria la manufactura metálica.

El peso estructural del ducto es también relevante y puede ser optimizado cambiando la configuración del vehiculo haciendo que el ducto sea un componente de la estructura principal.

Física de un Ducto: Comenzaremos mirando a una hélice de ducto operando estáticamente, lo que significa que tendremos cero velocidad de aire

Acorde a esta aproximación para el sistema de hélice de ducto operando estáticamente, las presiones netas en la superficie de entrada del ducto van a contribuir a el empuje si el área de entrada es mas grande que la de salida (camber positivo). En realidad se ha mostrado que hasta con camber de 0 el ducto puede contribuir a el empuje, a través de flujos tridimensionales alrededor y a través del ducto.

Para una hélice dada existe una forma ideal de ducto que se conoce como boca de campana la, cual optimiza la contribución del ducto a empuje estático. La magnitud de esta contribución puede ser significante; un resultado teórico de la teoría de hélice de Theodorsen plantea que una hélice con una boca de campana ideal puede ser dividida en partes iguales tanto para el ducto como para el rotor.

ativamente el empuje, por encima de lo que una hélice libre del mismo ro pudiera entregar. Como resultado el uso del ducto en forma tanto a como a bajas velocidades tiene la cap

excelente para un vehiculo como lo es un aerodeslizador. Un beneficio que va más allá es que el ducto alinea la corriente de aire perpendicularmente a

Las hélices de ducto no son usualmente usadas por las siguientes razones:

Una pequeña reducción en la velocidad tope es un pequeño precio a pagar por ganancias significativas en empuje estático y a baja velocidad. Además de esto los

alojando una pequeña ala. Por supuesto que haciendo que estas fuerzas sean localizadas cerca del centro de gravedad.

El peso estructural, pues el ducto es de una forma compleja desde la cual se dificulta construir con materiales convencionales, por esto puede incurrir significantemente en el peso a razón de tenerlo que hacer en materia

46

Figura 17 Física de un ducto

Fuente: www.esotec.co.nz/hb/HTML/Propellers.html

Un factor muy importante es el radio del difusor, siendo la relación de área de salida / área del disco; teóricamente, el empuje estático se incrementa con el radio del difusor así como se muestra el flujo de aire inducido por la expansión de ducto después del disco de la hélice, las presiones se incrementan en las paredes internas del ducto, por esto es que contribuye a el empuje. En la práctica, el radio del difusor es estrictamente limitado a los requerimientos para evitar la separación.

En conclusión a lo anteriormente especificado, las hélices de ducto pueden producir mas empuje que una hélice libre del mismo diámetro por las siguientes razones:

1. El ducto extiende el alcance del sistema de propulsión al trabajar radialmente sobre grandes masas de aire, y es por esto que el sistema toma las características de una hélice libre de un gran diámetro.

2. Si las holguras entre las puntas de las hélices y las paredes del ducto se mantienen pequeñas comparadas a la cuerda, la presencia de la pared del ducto va a mantener las presiones en la pala hacia la punta, mejorando el L/D de la pala

47

Siendo que el empuje total de una hélice de ducto es la suma de presiones en la hélice y las presiones en el ducto, para incrementar el empuje se debe dar un incremento neto en las presiones propulsoras del ducto y/o en la hélice. Para incrementar las presiones netas en una hélice para una entrada dada de poder, será necesario un incremento en el L/D de la pala manteniendo las tolerancias en la punta pequeñas. Para incrementar las presiones netas en el, será necesario optimizar la geometría del ducto para una velocidad de aire especifica.

Mitos de los Ductos: Ampliamente se ha discutido acerca de las propiedades de las hélices de ducto. En general el termino hélice de ducto se aplica a configuraciones de áreas de disco pequeñas a altas rpm y baja relación de aspecto; mientras que el termino Hélices cubiertas se utiliza para diámetros grandes, baja carga de disco, bajas rpm y una alta relación de aspecto (cuerda corta). Muchas variedades de ducto y cubiertas son posibles, cada una con sus propias características, las cuales explican las opiniones conflictivas respecto a su eficacia.

Existen dos mitos en cuanto a las hélices de ducto; el primero es referente a si una hélice de ducto es menos eficiente que una hélice libre; la regla básica es que las hélices con carga de disco baja (empuje o poder vs. área de disco) van a ser mas eficientes que una con altas cargas de disco; a pequeños diámetros, altas cargas de disco.

Las hélices de ducto son frecuentemente concebidas para permitir su uso a altas rpm de corrida de motor con una hélice conectada de forma directa. Mientras estas hélices altamente cargadas van a ser mas eficientes que las hélices libres del mismo diámetro, ellas típicamente no van a encajar con la eficiencia de una hélice libre de carga mucho mas baja en el disco, a esto es lo que se refiere este mito que dice las hélices de ducto son menos eficientes.

Está ampliamente demostrado tanto de forma teórica como empírica, que las hélices de ducto, adecuadamente diseñadas para una condición de operación especifica van a ser siempre superiores, propulsivamente hablando, que una hélice libre del mismo diámetro, es decir va a producir mas empuje con la misma cantidad de poder en esa condición de operación. Mientras este factor se mantenga por lo menos a velocidades subsónicas, los factores de arrastre del ducto, van a ser despreciables, factor que a altas velocidades si podría ser mayor que los beneficios obtenidos por el uso del ducto.

El otro mito dice que las hélices de ducto son solo eficientes a altas velocidades (donde los turbofans operan eficientemente). De hecho en forma opuesta es verdad, así como se incrementan las velocidades, altos flujos de masa se crean para obtener como resultado de la velocidad misma, extensas áreas de disco y

48

áreas de ducto menos efectivas, al mismo tiempo, como sea, el arrastre del ducto se incrementa con el cuadrado de la velocidad.

Teoría de Hélices de ducto Sean hélices de ducto o no, las hélices son actuadores en los cuales la relación espacio/cuerda (s/c) entre las palas es grande. El actuador suele ser llamado hélice si el radio s/c de las palas esta en el orden de 1 o menos. Existe una diferencia significativa entre los cálculos para hélices sin ducto, y las hélices con ducto, donde se toman las velocidades y presiones como constantes V2 = V3 y a = b (Ec. 26) Considerando condiciones estáticas para la velocidad de la corriente libre de aire V1 = 0 determinando V2 – V1 = V3 – V1 =Vf (Ec. 27) Entonces, ignorando las fricciones internas generadas en las paredes del ducto, el empuje estático T0 de la hélice de ducto es dado por la siguiente ecuación

(Ec. 28) El empuje estático para una hélice que no tiene ducto es

(Ec 29) Ahora el empuje estático para una hélice sin ducto es:

(Ec. 30)

49

Pero llamando V3 Vw siendo W la abreviación de” wake velocity” lo que vendría siendo la velocidad posterior al ducto, ósea en la línea 3 de la figura 18, quedaría así:

(Ec 31) Figura 18. Modelo de Hélice de ducto

Fuente: Pentice Hall, R.Douglas Archer and Maido Saarlas, Introduction to aerospace propultion, p.106 De la misma forma ignorando el giro de la hélice, las interferencias y las perdidas causadas por el ducto, el poder estático Po transferido al aire en la forma de energía de viento de la hélice en la salida, esta puede ser comparada con la de la élice h

(Ec. 32)

50

Las ecuaciones y muestran que sí Po y To son los mismos para una hélice como para un ventilador

y (Ec 33)

n igual empuje estático. Esta mejora a favor e la hélice de ducto va a tender a perderse mientras se alcanza la velocidad

nerales de las hélices:

tado estático) la hélice debe limitar la

n sistema en el propio regulador ue limite las máximas revoluciones de la hélice (sobre velocidad)

erosas zonas de los extremos de la pala donde la corriente s sónica o ligeramente supersónica

a presencia de ondas de choque en las puntas de la hélice tiene una

do ese proceso lo suministra el motor. En realidad la mayor arte de la disipación de energía aparece en forma de un incremento muy notable

ctualmente hay medios para reducir las grandes perdidas aerodinámicas en los

Este resultado indica que el diámetro de la hélice del ducto es 71% de lo que una hélice descubierta (unshrouded) con udhacia delante, debido a el incremento en el arrastre exterior que recubre el ducto; sin embargo el diámetro pequeño combinado con la presencia encerrada del ducto por si mismo presenta la posibilidad de una significativa reducción en generación de ruido producido por el rotor y por el cobertor de la hélice. 2.1.4 Requisitos ge • Requisitos operacionales de las hélices: Las hélices de paso fijo, las hélices de paso ajustable y las hélices de paso variable que no puedan controlarse desde cabina, deben cumplir los requisitos siguientes Para la puesta en marcha (salir del esvelocidad del motor a un valor que no supere el máximo permitido para la partida. Para hélices de velocidad constante debe existir uq Rendimiento de la hélice en función de su velocidad: En las hélices de alta

velocidad existen nume Lmanifestación energética muy clara, y es que una considerable cantidad de energía se disipa a través de estos choques. Es conveniente recordar que el único aporte de energía en topde la resistencia al avance que solo puede vencerse a base de quemar combustible extra Aextremos de la pala de la hélice. En primer lugar introducir el concepto de flecha en la hélice, esto es, situar las zonas mas criticas de las palas en dirección oblicua

51

respecto a la corriente de aire. La segunda respuesta de carácter fundamental es disminuir el espesor del perfil de la pala. Estas dos ideas (flecha y poco espesor) están presentes en la hélice propfan. El

.

Sin embargo, el descenso de los precios del combustible no ha movido, por ahora, introducción de esta hélice en un avión comercial, a pesar de los ensayos

Limitaciones Operacionales de una Hélice:

Velocidad Mínima de Rotación Controlada: Es aplicada a las hélices de paso variable, es la máxima velocidad angular de la hélice determinada por el ajuste del

gulador de la hélice

a sobre velocidad (RPM) de la segundos, no determina la

necesidad de desmontaje de la hélice del motor para revisión o mantenimiento.

ión: Es necesario en esta parte aclarar s dos tipos de instalación y/o posicionamiento de hélice que son halando (tractor)

o empujando (pusher) tal y como se muestra en la figura 18. A continuación se muestra la relación entre la eficiencia de instalación que es también referida como la eficiencia propulsiva

propfan es una hélice en forma de cimitarra (flecha) que se ha ensayado con éxito y buenos rendimientos hasta Mach 0.8 de vuelo

lapositivos realizados. •

re Velocidad mínima de Rotación controlada: Aplicable a las hélices de paso

variable. Es la mínima velocidad angular de la hélice determinada por el ajuste del regulador de la hélice Velocidad Máxima de Empalamiento: Es la máximélice que, aplicada inadvertidamente durante 20h

.1.5 Eficiencia libre de hélice y de instalac2

lo

(Ec. 34) Donde la eficiencia de instalación de la hélice ηPinstalled se obtiene de la ecuación de ηPfree for J effective

(Ec. 35) El poder entregado a la hélice de instalación SHPinstalled, se obtiene de la sustracción de requerimientos de poder para el manejo de varios sistemas como lo

52

son las bombas, tanto hidráulicas como de combustible, generadores eléctricos entre otros. Figura 19 Eficiencia libre de hélice y de instalación


53

Figura 20. Fuerzas y ejes de una pala

Fuente: DARcorp., Op. cit., p. 322 2.1.6. Información Técnica del aerodeslizador Neptune “IRBIS” El aerode or IRBIS es un vehiculo que funciona con el principio de colchón de aire, esta destinado a la carga de 28 a 32 pasajeros o de 3 toneladas de carga en ríos, en lagos y con 30 millas de largo entre costas oceánicas en olasaltura sigEste veh lir con las funciones de patrullaje, rescate y búsqueda de perso sí como también en eme cias , como ambulanc vehiculo de carga • Condiciones de operación

A través de posos profundos o superficiales Porciones planas de tierra sin obstáculos A través de nieve y hielo compacto A través de lodo, hielo partido con limitaciones en la operación continua por el

engelamiento y altura de los caminos En amb entre un rango de temperaturas de

slizad

de 0.6 de nificante. iculo puede cumpnas y barcos, aia medica y como

rgen aéreas

ientes -40º C y 40º C

54

Cap

Olas máximo de 1.2 metros VÁrea de restricción en el océano de 30 millas desde la costa

• Espe

m 6,2 m

,8 m

3000 kg

ación 32 + 2

10 hr

Max 24 hr Velocidad Max agua/hielo 65/80 km/hr Crucero en agua 45 km/hr Colchón de Aire Altura 0,6-0,8 m Consumo de combustible Max 40x2 lit/hr Crucero 20x2 lit/hr Motor Tipo Deutz BF6L9 13/C x 2 Potencia 191 x 2 HP

acidades en el océano

ientos de máximo 12 m/s

cificaciones Técnicas Dimensiones Principales Largo total 17,5 Ancho, max Dimensiones de la cabina de pasajeros Largo 8,35 m Ancho 2Altura 1,92 m Carga paga Tripulación, pasajeros Combustible Diesel 800 kg AcomodPasajeros, Tripulación Resistencia Min

55

Sistema de refrigeración: Enfriado por aire con su respectivo ventilador axial

Cabezas de cilindro: Aluminio e cabeza sencilla

Repartición: Las válvulas están en la parte superior del cilindro, una válvula de entrada y otra de salida por cilindro,

Pistón: tres anillos de pistón, 2 para compresión y otro como raspador Refrigeración de pistón: Rociador de aceite vía inyector Cigüeñal: Acero, con contrapesos integrados Varillas impulsadoras: Dispuestas diagonalmente Rodamientos principales y grandes: Listas para instalar, rodamientos de

doble plano de metal. Árbol de levas: Acero en doble rodamiento de metal en la parte del soplado Sistema de lubricación: lubricación circular forzada Enfriador de aceite: Intercambiador de calor integrado Termostato del enfriador de aceite: flujo de enfriamiento de aceite

controlado termo-estáticamente Filtro de aceite: De papel para microfiltrado Bomba de inyección: Gobernador: Bomba de línea de inyección, con un gobernador centrifugo

mecánico Inyector: Cinco inyectores de hoyo. Filtro de combustible: Cartucho reemplazable Motor de arranque: 12V; 3KW (Standard) Alternador: De 3 fases, 14V; 55ª (Standard) Sistema de calentamiento: Conector opcional

Bloque: Acero gris

Disposición Valvular

56

• Datos Técnicos del Motor Tabla 2. Datos técnicos del motor

Fuente: Deutz engine manual

57

• Ducto del aerodeslizador IRBIS Este ducto tiene las siguientes medidas Diámetro Interno = 2 m Diámetro Externo = 2.65 m Espesor de fibra de vidrio = 5 mm Largo = 120 cm Figura 21: Geometría en 3D del Ducto en diferentes vistas Figura a: Ducto en vista isométrica Figura b: Ducto en vista trasera (Salida de aire)

Fuente: Creación del Autor

58

Figura c: Ducto vista Lateral Figura d: Ducto vista delantera (entrada de aire)


Reducción de ruido en el ducto: Para la reducción del ruido que emana la hélice la propuesta es un recubrimiento de material que se ubicara aprovechando el espacio que existe entre el ducto y la hélice. La razón de esto es que la mayor cantidad de ruido en una hélice se presenta en el momento en que las puntas de la pala alcanzan una gran velocidad, haciendo que el ruido se genere allí, por esto la mejor ubicación de este material de absorción de ruido es ahí mismo en donde se genera. En la figura 22 se muestra un ejemplo de material absorbente de ruido. Otro material usado en el medio automotriz es el Dynamat que además de tener un acabado brillante que daría un mejor comportamiento en cuanto a niveles de arrastre, además tiene la ventaja que tiene un espesor muchísimo mas pequeño que otros, es de fácil pegado a la superficie, resistente al calor y a la humedad.

59

60

Figura 22. Textura del material para absorción de ruido Dynamat

uente: http://www.directron.com/xtreme.html

F

2.2 MARCO HISTÓRICO

os ingenieros aeronáuticos han perfeccionado mucho en los últimos años el a. Otro método de análisis de la acción del

propulsor se basa en los cambios del momento del flujo al pasar a través del disco

Lsencillo concepto de elemento de asp

de propulsión. Esta aproximación la utilizaron en primer lugar ingenieros británicos y el arquitecto naval William Froude, pero en general no es tan comprensible como la teoría del elemento de hoja de hélice.

61

3. METODOLOGÍA

nalíticamente se determinaran paso a paso los procesos por los que se deberá el rediseño de ingeniería de una hélice de

aso variable para el aerodeslizador IRBIS, cuyo interés es que tenga una alta

.2 LÍNEA DE INVESTIGACIÓN DE USB

l proyecto de investigación a desarrollar corresponde a la línea de aerodinámica

náutica.

.3 HIPÓTESIS

s posible rediseñar una hélice de paso variable para el aerodeslizador IRBIS

.4 VARIABLES

.4.1 Variables Independientes

l terreno donde se desplace el aerodeslizador.

stabilidad del colchón de aire

ozamiento con el piso mientras se desplaza

eso de la carga

.4.2 Variables Dependientes

Poder comprobar cual de las hélices es mejor, si la que ya tiene o la propuesta por el proceso de reingeniería. Acceso a los datos técnicos pertenecientes al IRBIS. La actualización de los datos encontrados.

3.1 ENFOQUE DE INVESTIGACIÓN

Aseguir para poder lograr a cabalidad peficiencia y lograr también el decremento de su nivel de ruido. 3 E

según las líneas establecidas para el programa de Ingeniería Aero

3 E 3 3 E E R P 3

62

El clima afecta la densidad del aire y por onsiguiente la efectividad de avance de la hélice. a altitud de operación del aerodeslizador afecta el numero Reynolds.

uir por efectos de elasticidad rmica del material compuesto que aunque es mínima puede afectar en los

Aumento de empuje gracias al uso del ducto.

ureza del combustible. Co Accesibilidad a una maquina de vacío.

c

L Diámetro de la hélice se puede alongar o dismintéresultados. Transferencia de potencia a la hélice. Acabado superficial de la hélice debe ser de mínimo rozamiento, con un acabado brillante para evitar efectos de rozamiento.

Alineación del ducto perpendicular a la línea de desplazamiento. Obstrucciones en el paso del aire.

Potencia del motor.

Eficiencia del mecanismo de entrega de poder a la hélice. P

sto de materiales.

63

4.1 OCESO DE REINGENIERÍA? El proceso de reingeniería es básicamente por medio del cual podemos llegar a red s siempre de

ejorar su desempeño, calidad, o bien sea una adaptación ó cualquier otro

con las que fue construido y rediseñarlo buscando n fin específico previamente establecido.

. Máxima Velocidad

tras consideraciones a tener en cuenta para la selección de una hélice son:

tro de hélice 6. Tensión de la pala

n el momento de escoger una hélice se debe tener en cuenta que con diferentes

4. DESARROLLO INGENIERIL

¿QUE ES UN PR

iseñar un elemento que ya se encuentra diseñado, con finemenfoque que se le de, según sean sus condiciones de trabajo; es decir es poner en la tabla de diseño las variables u

La Reingeniería es la iniciativa número uno que toman las empresas para alcanzar sus metas estratégicas, tales como aumento de rentabilidad, aumento de satisfacción de los clientes, así como el poder llegar a darle una adaptabilidad al producto requerido para determinados parámetros específicos de operación.

4.2 INTRODUCCIÓN A LA SELECCIÓN DE UNA HÉLICE

Para cualquier vehiculo propulsado por hélice, la selección de la hélice debe satisfacer las siguientes 4 condiciones de desempeño:

1. Desempeño de partida 2. Desempeño en crucero 3. Requerimientos de ruido 4

O

1. Peso 2. Complejidad 3. Vibraciones 4. Costo 5. Diáme

Enúmeros de palas se pueden satisfacer todas estas condiciones listadas anteriormente, por esto cualquiera de los 6 factores citados anteriormente pueden influenciar categóricamente la selección final.

64

4.2.1 Variables de diseño para seleccionar en una hélice Las siguientes son variables fundamentales para el diseño o selección de una hélice apropiada:

1. Diámetro, D 2. Factor de Actividad (Activity Factor),AF 3. Numero de Palas, B 4. Selección de perfil y coeficiente de elevación del diseño (lift)

Cada uno de estos factores anteriormente mencionados van a ser tratados a ontinuación con detenimiento.

as se disminuye el diámetro para mantener el onsumo de potencia constante, pero la reducción del diámetro usualmente es na mala idea en términos de la eficiencia, mientras que el número mach en la

n este caso del aerodeslizador se tomo el mismo umero de palas pues no se quiere realizar un proceso de cambio de cubo; sin

ner uena eficiencia en su punto de diseño, pero pueden tener problemas cuando

tengan que operar a velocidad axial. En este caso, las palas tienden a la perdida. Usualmente las mejores hélic elación del pitch con el diámetro en el orden de 1.

la eficiencia de la hélice, pero fecta fuertemente su tamaño y forma. Ya que las fuerzas y la potencia son irectamente proporcionales a la densidad del fluido, una hidro-hélice tendrá unas

dimensiones mucho más pequeñas que una hélice que trabaja en el aire. Además, una superficie sustentadora bajo el agua tiende a desarrollar cavitación cuando la

c 4.2.1.1 Numero de palas El numero de palas tiene una pequeña influencia únicamente en la eficiencia. Usualmente una hélice con mas palas se desempeñara ligeramente mejor, ya que la distribución de potencia y empuje es mas pareja. Para una potencia o empuje dados, mas palas también significan más flechas de pala con longitud de cuerda reducida, así que se tienen que considerar los límites prácticos. La longitud de la cuerda puede aumentarse mientrcupunta no sea un problema. Enembargo el calculo del numero de palas optimo de esta hélice esta hecho a cabalidad para un numero de 4 palas por lo tanto se tomo este mismo numero de palas que originalmente se diseño para el IRBIS.

4.2.1.2 La velocidad La velocidad del fluido entrante junto con la velocidad de rotación (rpm) determina la distribución de pitch de la hélice. Las hélices con un pitch grande pueden teb

es tienen una r

4.2.1.3 Densidad del fluido La densidad del fluido no tiene ninguna influencia enad

65

presión local del campo de fluido cae por debajo de la presión de vapor. Lo mismo ucede para las hélices de aeronaves con altas velocidad en la punta de las palas,

de pala de las hélices que peran a número Mach por encima de 0.7 deben ser diseñadas para operar a

polar prescrito y un ángulo de ataque de diseño en ada radio. Para un desempeño máximo los perfiles deben operar al máximo L/D.

na hélice debe trabajar razonablemente ien, bajo condiciones fuera de diseño, usualmente es necesario usar un ángulo

r eficiencia fectiva. Claro que se debe tener en cuenta que el ruido, compresibilidad, y la

n (stress) son todos relativos a la elocidad en la punta de la hélice. Un punto razonable para comenzar es

ermisible de velocidad en la punta de la hélice en términos de número de mach. Para bajo ruido, una punta de forma helicoidal

do a la ecuación del diámetro de la hélice que es:

sdonde no se presenta cavitación pero pueden ocurrir regiones supersónicas si la presión baja mucho. Por lo tanto las secciones de puntaopequeños coeficientes de sustentación por debajo de 0.5. Los coeficientes adimensionales Ct y Cp no se ven afectados por la variación de densidad, pero los valores de empuje y potencia si. Por ello una combinación hélice motor debe encontrar diferentes puntos de operación dependiendo de la densidad del fluido. Esto hace una diferencia en las hélices de aviones, donde el desempeño de la hélice y el motor dependen de la altura. 4.2.1.4 Distribuciones de sustentación y resistencia (Elevación y arrastre) En vez de los coeficientes de elevación y arrastre, usualmente es conveniente especificar un perfil con un c(Lift/Drag ó Elevación/Arrastre) Pero si ubde ataque menor para el diseño. 4.2.1.5 Diámetro de la hélice: Debe ser tan grande como se pueda para proporcionar la mayoedeformación en la pala van a dar un gran acercamiento a lo que se requiere. Ruido, compresibilidad y los niveles de tensióvespecificar la magnitud p

puede ser de 0.72, de acuer

(Ec. 36) En el caso que nos ocupa en el rediseño de esta hélice el diámetro tomado es de 1.98 metros que es el diámetro máximo que el ducto de las hélices permite, dejando su respectiva luz entre las palas y el ducto.

66

4.2.1.6 Factor de Actividad (Activity Factor) y Número de Palas Este factor esta cercanamente relacionado a la cantidad de poder que puede

en la parte 8.2

tre 70 y 200, Para una cantidad de oder P, y para un determinado diámetro de hélice D, el numero de palas , B y el

seleccionado arbitrariamente . La razón para sto es que como se ve en las ecuaciones correspondientes a el calculo del factor

mite superior en el numero de palas, El procedimiento que e recomienda es graficar la eficiencia de la hélice contra el factor de actividad

ar el mejor Factor de actividad. tras consideraciones como peso, complejidad, del mecanismo de paso variable y

a esto es porque la punta, endo por un circulo de radio mayor debe “enroscar” en el aire a la misma rata que

A pesar que la diferencia de radio, ambas secciones (en la punta de la pala y cerca al cubo) deben avanzar a la misma rata si el pitch va a permanecer constante a lo largo de la pala. El ángulo de enroscamiento que se va a usar es de 35º que es el que originalmente tiene la pala con el perfil IRBIS. Figura 23 Ángulo de twist

absorber la hélice, esto puede ser visto El rango típico del factor de actividad esta enpfactor de actividad, AF no pueden serede actividad, ahí se puede ver que depende de la cuerda de la pala, c; para una gran cuerda de pala el numero de palas es restringido a causa que la circunferencia pone un lis(dejándolo entre los rangos de 70-200) y determinOembanderamiento deben van a ser tomadas en cuenta en las secciones siguientes y en la sección de cálculos. 4.2.1.7 Ángulo de twist o enroscamiento Las palas de las hélices tienen twist, van de un ángulo mayor cerca al cubo a un ángulo mas pequeño cerca de la punta. La razón paryla sección de pala que esta cerca al cubo.


67

De trig ara n pitch “P” dado es:

= arcotangente (P/2 * π * r) (Ec. 37)

o, si se tiene una hélice de pitch desconocido

(a) *2 * π * r (Ec. 38)

de pitch así como de la distribución de empuje. 4.2.1.8 Mecanismo de reversibilidad de la hélice: El sistema de cambio de paso de las palas en el aerodeslizador funciona de la

te pedal de control de hace que halla un

onometría básica, el ángulo de una pala, a una distancia “r” del cubo, pu a

P= tangente La hélice propuesta tendrá un twist de a razón de las amplias mejoras anteriormente nombradas en cuanto a la homogeneidad

siguien manera: en el mom ue el piloto acciona el paso, que viene a ser el mismo para el avance y frenado,

ento en q

cambio en el ángulo de paso de la hélice, iniciando desde el ángulo dispuesto para operación estática, hasta llegar al de potencia máxima, posteriormente llega al punto en que funciona como freno, siendo el tope del pedal la máxima potencia de frenado de la forma en que se muestra en la figura 24. Figura 24 Esquema de reversión de la hélice

Modo Estatico

Maxima Potencia

Helice

Pedal

Maximo Reverso

Governador de la Helice


68

4.3 Selección De Perfil De Pala Y Coeficiente De Elevación de Diseño En la figura 25 se encuentran los términos utilizados en un perfil. Figura 25 Terminología de perfiles.

Fuente: GÓMEZ, Alirio. ¿Que es un helicóptero y sus principios básicos de vuelo?, 1996. p. 115 La selección de perfil de pala y diseño de coeficiente de elevación están relacionados como se muestra en la siguiente ecuación

(Ec. 39) Donde Cld es la sección de diseño de coeficiente de elevación. La sección de diseño del coeficiente de elevación depende del perfil de la pala que se halla escogido y también de la distribución de espesor; en el momento en que se tengan perfiles gruesos la característica de estos es que tienden a tener menores números de mach crítico, pero a altos coeficientes de elevación a bajas velocidades. Por esto a manera de conclusión para aplicación en altas velocidades son más apropiados los perfiles delgados de pala con bajo camber. Diseños típicos que integran coeficientes de elevación en rangos de 0.35 – 0.60. Para evitar fallas de compresibilidad, la selección del coeficiente de elevación de diseño integrado no debe exceder la cantidad derivada de la figura 26 que se muestra a continuación.

69

Figura 26 Coeficiente de elevación de diseño integrado permisible para evitar fallas por efectos de compresibilidad.

Fuente: Fuente: DARcorp., Op. cit., p. 324 Los perfiles mas comúnmente usados son los RAF-6, Clark Y y las series NACA 16, estos perfiles pueden ser comparados considerando la grafica. Como regla general los perfiles de sección RAF 6 tienen un alto camber y ofrecen buen empuje a bajas velocidades. Las secciones Clark Y tienen un camber moderado con un mínimo arrastre. Las secciones NACA 16 son diseñadas para alta velocidad y no son normalmente usadas con motores por debajo de 700 shp. En muchas aplicaciones modernas, nuevos perfiles de pala son específicamente derivados para un fin específico: como mejor elevación, mejor radio de elevación contra arrastre y una mejor rigidez; todos estos pueden ser criterios usados en el diseño de un nuevo perfil.

70

Figura 27. Secciones de pala de NACA 16


71

Figura 28 Comparación de los perfiles RAF-6 y Clark Y

uente: Fuente: Fuente: DARcorp., Op. cit., p. 325

F

72

4.3.1 Palas de tecnología avanzada: Hace 40 años las palas eran hechas de

. l primer material tenía una baja relación fuerza-peso pero tenia buena resistencia

lta de fuerza-peso permitiendo secciones de perfil más delgadas pero tenía vida límite de fatiga

ealmente el material de una pala debe ser ligero, no tener limitaciones por fatiga,

La figura 29 muestra la diferencia que puede ser anticipada con la reducción de peso comparando las hélices de palas metálicas convencionales con las hélices que tienen palas en material compuesto. El efecto del material cambia rápidamente con el aumento del diámetro. Figura 29 Comparación de peso de hélice contra el diámetro.

materiales compuestos naturales – madera en forma de láminas; después de la segunda guerra mundial su construcción fue reemplazada por aleaciones de aluminioEa la fatiga y tolerancia al daño. El segundo tenía una relación mas a

y era muy sensible al daño. Idrelación alta fuerza-peso y buena tolerancia al daño. La adopción de materiales compuestos para la fabricación se acerca satisfactoriamente a la mayoría de los requerimientos. El mayor impacto de la fabricación de palas en materiales compuestos fue la reducción de peso.

Fuente: DOWTY AEROSPACE PROPELLERS, Customer Training Course, 1996, sect 2, pag 1 La construcción de las palas sin componentes metálicos en el perfil reduce considerablemente la carga centrífuga. Este factor lleva a la reducción del peso

73

del cubo y los rodamientos de la pala asociados con un diámetro determinado de hélice. la

Otro aspecto importante en el diseño de palas es disponer de la frecuencia de vibración natural de la pala para que no ocurra resonancia en el rango normal de rpm´s. Figura 30 Comparación de tamaño de pala entre NACA 16 y ARA-D

Fuente: DOWTY AEROSPACE PROPELLERS Op. cit., sec 2, pag 2 El diseño de una pala metálica en la que la frecuencia natural no se excite en el rango normal de operación del motor es muy difícil y frecuentemente es necesario imponer las llamadas “bandas rojas”, o restringir los rangos de velocidad en los cuales el trabajo continuo no es permitido.

74

4.3.1.1 Ventajas de los materiales compuestos. Esta visto que el material compuesto e a formado por fibras rectas, largas o

ras unidas y istribuye los esfuerzos logrando comportamientos radicalmente diferentes en

4.3.1.2 Secciones de perfil A.R.A. (Figura 30)

or muchos años los perfiles mas usados para las palas de hélices fueron los

, Inglaterra y DAG resultó en los perfiles onocidos como A.R.A.-D.

pequeñas - Incremento del desempeño en la puesta en marcha del aerodeslizador - Retraso en el inicio de aleteo (flutter)

) - Reducción de los niveles de ruido

stcortas situadas en el interior de una matriz, lo cual mantiene las fibdresistencia, rigidez, tolerancia al daño y estabilidad dimensional o de laminación en comparación a los metales influyendo así en el incremento del rendimiento del motor, así como de la durabilidad estructural de las palas y en la reducción de peso de las palas que vienen a ser factores importantes en cuanto a eficiencia y costos tanto de operación como de construcción.

PNACA serie 16 (National Advisory Committee Aeronautics). Dowty sintió que era posible obtener ventaja de la aerodinámica moderna y las técnicas computacionales para desarrollar un perfil avanzado específicamente paraaplicación en hélices. Un esfuerzo conjunto entre la Asociación de Investigación de Aeronaves (Aircraft Research Association) en BedfordcEstos forman una familia sistemática y pueden soportar mayores cargas a mayor relación Lift/Drag que las secciones convencionales. Los nuevos perfiles también tienen mayor relación de espesor/cuerda que los perfiles NACA 16, una cuerda más pequeña y da los siguientes beneficios:

- Menor peso debido a secciones de pala mas

- Menos molinos de viento (windmill drag

Figura 31 Comparación de corte de sección entre NACA 16 y ARA D

Fuente: DOWTY AEROSPACE PROPELLERS Op. cit

., sec 2, pag 4

75

Figura 32 Curva de desempeño de sección de pala ARA-D vs. Sección convencional

Fuente: DOWTY AEROSPACE PROPELLERS Op. cit., sec 2, pag 2 Una de las características de los ARA-D es una distribución de presión mas areja alrededor del perfil, que pospone el incremento del arrastre por mp ach (mach

ribución del de presión

tativos, haciéndola ligeramente mas quieta, es decir menos vibración. Otra manera en la que se reduce el ruido es por una pequeña reducción de las rpm sin perder desempeño; esto es posible por un mejor perfil.

4.3.1.3 Desempeño de los perfiles ARA-D (Figura 32) Este tipo de perfiles no ofrecen mayores mejoras en el desempeño en crucero pero si en el empuje en estado estático. Con perfiles convencionales es virtualmente imposible lograr buen desempeño en todos los rangos de operación. Una mayor relación t/c en los perfiles ARA-D hace a la pala de la hélice mas fuerte a la torsión que los diseños anteriores. Como resultado, la resistencia a las fluctuaciones de la hélice es mejor.

drag), permitiendo al perfil trabajar más eficientemente. Una menor distico de presión también significa que la hélice genera menos pulsos p

ro

76

En los perfiles ARA-D la característica especial de la cuerda más pequeña permite ahorros en el diseño del cubo. Primero, la cuerda mas pequeña reduce el volumen de cada pala de la hélice y por lo tanto su peso. Segundo, una menor área frontal significa menos arrastre por remolinos de viento si el motor falla, debido a que se requiere menos fuerza para embanderar la hélice.

4.3.1.4 Comparaciones en el diseño del cubo El peso que se reduce por el uso de los perfiles ARA-D permite que la estructura del cubo sea mas ligera debido a que ya no debe contener las grandes fuerzas centrífugas de las pesadas palas, mientras que el fácil abanderamiento permite que se use una mecanismo de control de paso mas simple. Una de las mayores diferencias es el reemplazo de los seguros de paso Dart con contrapesas. Este cambio es parcialmente posible gracias a las palas ARA-D mas ligeras, pero también se eliminan los rodamientos de la raíz pre-cargados y su alta fricción. 4.3.2 Construcción de Palas de material compuesto 4.3.2.1 MATERIALES COMPUESTOS AVANZADOS r

divididos . o que vienen a ser los compuestos básicamente es la unión de 2 o más

ada por la compañía ltar a la vista la predilección

toman como parámetros de

Ventajas de una estructura compuesta. Los materiales estructurales pueden se en 4 categorías básicas: metales, polímeros, cerámicos y compuestos

Lmateriales separados que se combinan en una unidad macroscópica estructural o microscópica, en ellos se combinan los otros tres tipos de materiales. Las aleaciones metálicas y las mezclas poliméricas no son consideradas como compuestos, esto cambiara pronto con el desarrollo de compuestos moleculares que consisten en moléculas poliméricas con varillas orientadas en un material olimérico unido. p

Los compuestos son usados generalmente por características deseables dadas por la mezcla de los elementos que los componen pero que no son propias de los elementos que la constituyen en forma aislada. En el concurso efectuado por el Instituto CDB Neptuno, los cuales fueron los diseñadores y constructores del aerodeslizador IRBIS, fue favorecida la hélice propuesta por la compañía TSAGI que esta hecha de materiales compuestos esde el año 1986, la cual concurso con la hélice presentd

Krilov fabricada en metal; este hecho hace sacnológica de comportamiento y de eficiencia que sete

77

escogencia de dichos materiales compuestos cuando de construir una hélice se

s para eterminar que la hélice propuesta fuera hecha en material compuesto.

trata. A través de los años y basado en la figura 32 a. podemos ver la importancia relativa que los materiales compuestos han ganado a través de los años, además de las razones anteriormente mencionadas estas fueron las razoned Figura 32 a. Comparación de los compuestos frente a otros materiales

Fuente: GIBSON, Ronald F. Principles of composite material mechanics, 1994. p.2

La construcción básica de una pala es mostrada en la figura 33, allí se muestran las principales cargas que son soportadas por las capas de plástico reforzado de fibra de carbono (C.F.R.P. Carbon Fibre Reinforced Plastic) que se extienden desde la raíz hasta unos pocos milímetros de la punta de la pala, reduciéndose en espesor a lo largo de la punta de la pala, estas capas soportan las cargas de doblado centrifugas y aerodinámicas de la pala.

78

La capa aerodinámica de la pala es hecha de fibra de vidrio con plástico reforzado (G.R.P Glass fibre reinforced plastic) usando una alineación básica de ±45º con una modificación en algunas áreas con el fin de alterar la frecuencia de torsión de la pala. La forma de la pala es mantenida usando espuma de poliuretano. El ordenamiento del compuesto con la raíz de metal se muestra en la figura 34. El objetivo de este diseño es asegurar la retención del material compuesto con la raíz de metal, esto es posible gracias al uso del puente anular. Figura 33 Sección de pala de material compuesto

Fuente: DOWTY AEROSPACE PROPELLERS Op. cit., sec 2, pag 7 La fibra de carbono que esta básicamente dispuesta en forma de placas planas en

de una transición para unirse junto con la forma raíz

os puentes de fibra de vidrio son insertados entre las capas de fibra de carbono espués de la impregnación de resina. La introducción del elemento de metal

cierra totalmente el puente anular. A toda la pala se le da un recubrimiento en spray de poliuretano, y para la protección del borde de ataque se le da una capa de níkel electro formado.

el perfil de la pala, pasa a travéscilíndrica la cual es insertada dentro de la parte metálica exterior en la Ld

79

Figura 34 Detalle de la raíz de la pala

Fuente: DOWTY AEROSPACE PR

OPELLERS Op. cit., sec 2, pag 8

80

4.3.2.2 Proceso de Manufactura La manufactura de las palas de material compuesto se da por una alineación unidireccional seca de cinta de carbono y una preforma de tela de vidrio. La técnica emplea Crenette como adhesivo en el reforzamiento de las capas que están suavemente pegadas entre si. Este método permite un ensamble rápido y preciso de las preformas, las cuales de esta forma pueden ser guardadas por periodos ilimitados de tiempo a temperatura ambiente. Estas preformas son ensambladas entre si e insertadas dentro del molde de la pala y el centro de la pala es formado en la posición original. Figura 35 Diagrama de estructura compuesta

Fuente: DOWTY AEROSPACE PROPELLERS Op. cit., sec 2, pag 2

impregnado con espuma y también provee un

s capas de forzamiento del borde de ataque.

e para la yección de la resina, por medio de la siguiente técnica.

Una capa de membrana especial en la interfase de espuma de preforma previene al secado del reforzamiento de serbuen pegado interfacial. El llenado de la espuma de la preforma de la pala es removido del molde. La raíz metálica y las cuñas de tela de vidrio se ensamblan entre si junto con lare Para completar en ensamblaje se pone de nuevo la pala en el moldin

81

El proceso de inyección de resina se efectúa con el molde de la pala dispuesto en posición vertical con la raíz de la pala hacia arriba. Para reducir la viscosidad de la

sina durante la inyección el molde debe ser calentado internamente con agua aliente, a esta se le debe hacer un control de temperatura en múltiples posiciones

la raíz de la pala debe ser conectada a una bomba de vacío y la punta a una tubo de alimentación.

igura 36 Construcción del molde

recde termocuplas, La terminación de

F

Fuente: DOWTY AEROSPACE PROPELLERS Op. cit., sec 2, pag 2 La resina epóxica seleccionada para esto debe ser de baja viscosidad y de larga vida a elevados procesos de temperatura, junto con unas excelentes propiedades mecánicas, de esta forma es mezclada y vertida a una precisa y determinada rata dentro del molde. Cuando la resina aparece en la conexión de salida en una corriente de aire libre y limpia el vacío debe quitarse de inmediato, este será el efecto instantáneo de la presurización de la resina en el molde forzando a la resina a entrar en todas las pequeñas partes del molde. La presurización final de la resina toma lugar en la gelación de la resina, la cual mas adelante disminuirá su contenido, dando un buen volumen de las fracciones y un acabado sin imperfecciones.

82

Después del curado en el prescrito periodo de tiempo en el molde, la pala será movida y pulida usando herramientas de corte de diamante; L parte de la raíz es

Para proveer protección a la erosión de la pala se recubre sobre toda su superficie con un elastómero de poliuretano hasta llegar a un espesor de 0.6 mm. En cuanto a los bordes de ataque es recomendable en el caso que se necesite oner las botas antihielo

remaquinada para poder aceptar el componente de alma metálica, la cual es dispuesta a el pegado en su posición, completando la junta en puente.

p . Figura 37 Conductor de descarga

Fuente: DOWTY AEROSPACE PROPELLERS Op. cit., sec 2, pag 2

83

4.4 PREDICCIÓN DE DESEMPEÑO EN UNA HÉLICE .4.1 Predicción del Poder Estático: Es muy importante tener en claro que la

d de empuje esta dada por la elevación que dan las palas de la hélice; Ya 4capacidacuando se tiene la formula de coeficiente de elevación de diseño CLi.

(Ec 40) Donde c es la sección de diseño de coeficiente de elevación dld e la pala El perfil de la pala es normalmente seleccionado fijándose en que la sección de

regla general los valores bajos de CLi dan un buen desempeño

.4pro4 palahacer • E

hélic

en la hélice. Estos efectos son conocidos

: de resistencia puede ser

o la eficiencia instalada de

lustra en la figura 8, la eficiencia de la hélice se reducirá

amber del perfil, por lo tanto, el coeficiente de sustentación de diseño integrado.

arrastre sea la mas baja en la sección de diseño de coeficiente de elevación CLi ≈ 0.35 – 0.60. Como baja velocidad. a

Refiérase a la parte 5.3 para ver el procedimiento paso a paso. 4 .2 Predicción de poder y empuje en avance: En la sección 8.4 se mostrara el

cedimiento paso a paso para efectuar el cálculo que aplica para hélices de 3 y s. Para el cálculo de hélices de 2 palas o mas de 4 palas será necesario una extrapolación, basándose en las hélices de 3 y 4 palas.

fectos de bloqueo, scrubbing, compresibilidad e instalación en la eficiencia de e. la

La forma del fuselaje y/o la nacela y el tipo de entrada de aire delante o detrás de la hélice afecta la eficiencia instaladacomo efectos de bloqueo. El torbellino creado por la hélice puede incrementar la resistencia de la aeronavese refiere como resistencia scrubbing. Este incrementointerpretado como una reducción del empuje instalado la hélice.

omo se iCapreciablemente cuando el número de mach en la punta excede 0.90. Este efecto es conocido como efecto de compresibilidad. Esta también influenciado por el c Las consecuencias de estos tres efectos, conocidos como efectos de instalación, es la reducción de la eficiencia instalada de la hélice, relativa a la eficiencia de la hélice libre. Las siguientes ecuaciones sirven para cuantificar estos efectos.

84

effectiveJforPfreeilitycompressibscrubbingblockagePinstalle FFFd ..ηη = (Ec 41) Donde: * Pinstalledη es la eficiencia instalada en la hélice tomando en cuenta los efectos de instalación.

es un factor que tiene en cuenta el tipo de entrada de la nácela.

es un factor que toma en cuenta la resistencia de arrastre (scrubbing) de los componentes localizados el flujo de salida de la hélice.

* es un factor que tiene en cuenta los efectos de compresibilidad en la punta de la pala. *

* blockageF

* scrubbingF

ilitycompressibF

effectiveJforPfree ..η es la eficiencia de la hélice libre determinada con el radio de avance efectivo Jeffective. Efectos de bloqueo de la nacela: El efecto de la forma de la nácela en la

eficiencia instalada de la hélice consiste en dos partes:

1. Un cambio en la magnitud de la velocidad local (usualmente una reducción) sentida por el área de la hélice que está mas cerca al cubo. Este efecto es altamente influenciado por la relación del diámetro del cubo con el diámetro de la hélice.

2. un cambio en el ángulo de ataque de la pala causado por un cambio en la

Un método para cuantificar el efecto 1 sugiere usar una relación de avance efectivo definido por:

angularidad del flujo para las secciones cercanas al cubo.

JhJ effective )1( −= (Ec 42) Donde h toma en cuenta el retardo del paso de flujo a través del disco de la hélice, causado por el cuerpo delante de el. Una relación empírica para determinar h es:

2329.0D

Sh body= (Ec 43)

Donde es el área transversal del cuerpo delante de la hélice y D es el diámetro de la hélice. La relación de avance efectivo se usará en lugar de la relación de avance geométrico en el cálculo de la eficiencia de la hélice libre.

bodyS

85

Un método para calcular el efecto 2 se refiere a que el factor puede ser

uente: DARcorporation, Dr. Jan Roskam and Dr. Chuan-Tau Edward Lan. rformance, 1997. p. 294

blockageFdeterminado de la Figura 36. Observe que el factor de bloqueo depende del tipo de entrada de la nacela: anular o scoop. Figura 38 Efecto del radio geométrico de avance, J, y el tipo de entrada en el bloqueo

FAirplane Aerodynamics and Pe

86

Efectos de la resistencia scrubbing (cepillado)

ice u otro componente de erodeslizador que este directamente localizado en el flujo de salida de la hélice

cambio en la resistencia, llamada resistencia scrubbing epillado). Este efecto puede ser “cuantificado” como un cambio (incremento) en

la resistencia de la aeronave o un cambio (reducción) del empuje instalado de la hél

asándose en la información de las hélices, este factor puede ser estimado por:

La parte del cuerpo, la nacela, soporte de la hélaexperimentara un (c

ice.

B

⎟⎟⎞

⎜⎛

−= 558.11f slipσ

(Ec 44) ⎠⎝ D

onde σ es la relac

⎜ 2scrubbing

ión de la densidad atmosférica

rsos en el flujo de salida de la hélice, en pies cuadrados.

d: Este factor se puede determinar por: . El incremento en el número de mach,

F

D D es el diámetro de la hélice, en pies slipf es la resistencia del área parásita de los componentes que están inmersos en el flujo de salida de la hélice. Esta área parásita puede ser estimada por: )(0040.0 .slipstreamwetslip Sf = (Ec 45)

Donde 0.0040 es el coeficiente promedio de fricción de la piel slipstreamwetS . es el área “mojada” de los componentes que están

inme Efectos de compresibilida

camberbladeM .∆1 se determina de la Figura 9

elación de avance geométrico J y el número de mach efectivo: Meff

para el valor apropiado de coeficiente de sustentación de diseño integrado, CLi

2. El factor de corrección de compresibilidad, ilitycompressibF se lee de la Figura 10 para la r= M + camberbladeM .∆ , donde M es el numero de mach de la aeronave.

87

4.5 RUIDO EN UNA HÉLICE Orígenes Y Características Del Ruido En Una Hélice.

• Ruido Aerodinámico

l ruido de la hélice es el más dominante y se divide en 2 tipos.

os sonidos los cuales tienen frecuencias discretas que curren en armónicos de la frecuencia de paso de la pala, la cual es definida con

velocidades de hélice, la medida de ido puede también volverse importante. El nivel de ruido rotacional es máximo

4.5.2 Ruido por el Vórtice También conocido como ruido de banda ancha, describe el sonido producido por un campo de presión inestable asociado con emisiones de vórtices provenientes del filo trasero de la pala (trailing edge) y en la punta de las palas así como también aquellas asociadas con los efectos de turbulencia en la corriente de aire misma. Las emisiones de vórtices están en función de la velocidad de flujo. Para una pala rotativa, la velocidad seccional varia a lo largo de la pala resultando unas frecuencias de banda ancha arrojadas, Partiendo que el nivel de ruido es proporcional a la sexta potencia de la velocidad de sección Continuando con que las frecuencias asociadas con la sección de la punta tienden a ser las de más grandes amplitudes, Es por esto que para reducir el ruido por vórtices es necesario reducir el ruido en las puntas de la hélice. Para sobreponer la perdida de empuje, el área de la pala debe ser incrementada. Obviamente incrementando el área de la pala se va a reducir la eficiencia. Esto también tiene un efecto en el diseño estructural y por ende en el peso de la hélice.

Fuentes de Ruido:

• El Motor

• Ruido de Hélice E 4.5.1 Ruido Rotacional Este describe todos loel producto del numero de palas, B y la frecuencia rotacional en rad/seg. Este ruido es generado por el campo de presión oscilatorio que actúa en el aire en un punto fijo cercano al disco de la hélice. Este ruido es principalmente asociado con la producción de empuje y torque. A altas ruen el plano de rotación y se incrementa con el poder absorbido por la hélice, con el incremento del diámetro de la hélice, con menos palas y con el incremento en la velocidad en la punta.

88

El ruido percibido de una hélice es atenuado a través de unos factores como lo son la distancia desde la fuente y las perdidas de energía.

razón del nivel de presión de sonido es inversamente proporcional al cuadrado e la distancia desde la fuente del ruido a el observador, esto cae bruscamente

0log2= 6dB para el doble de la distancia

tras perdidas de energía pueden ser debido a la conducción de calor y radiación,

ho la atenuación medida arriba del ujo (up wind) puede exceder la medida de abajo del flujo (down wind) por mucho

Una Hélice: Existen ruido de una hélice,

laro que también es realizable para diseñar una hélice para mínimo ruido sujeta a iertos aspectos aerodinámicos impuestos.

o a campo lejano; omado a una distancia mayor que la de un diámetro de la

de la punta de la hélice.

Adrazón de 2 Oviscosidad, difusión, humedad, etc. Otros factores los cuales afectan la atenuación del ruido son los gradientes de viento y turbulencia de la atmósfera. De hecflcerca de 25 a 30dB 1. 4.5.3 Procedimiento Para La Predicción Del Ruido Debastantes métodos computacionales para la predicción decc

efiérase a la sección 5.5 para ver el proceso de cálculo de ruidRel cual es el ruido télice, partiendo desh

1 Woan, C.J.; Propeller Study, Part II: The Design of Propellers for Minimum Noise. NASA CR-15, July 1977

89

5. PRESENTACIÓN Y ANÁLISIS DE RESULTADOS

5.1. SELECCIÓN DEL PERFIL

ara poder seleccionar el perfil adecuado, es necesario calcular primero el número

5.1.1. Calculo de Número de Reynolds Pde reynolds al cual operara la hélice. Esto se debe a que para cada numero de reynolds existe una curva de polar (polar curve, curva de coeficiente de sustentación, coeficiente de resistencia, etc.). La formula para calcular el número de reynolds es:

µρVl

=Re (Ec 46)

En aire estándar a nivel del mar, que es el caso que nos ocupa: ][]/[9354][]/[6378Re pieslhmiVpieslsegpiesV ∗∗=∗∗= (Ec 47) En nuestro caso:

5.1.2. Procedimiento para la selección del mejor perfil Para esto se uso como herramienta el programa profili, en el cual hay una librería muy completa de mas de 2200 perfiles, mediante un largo proceso se compararon las características de 5 en 5 perfiles hasta así llegar al perfil mas indicado, el cual presenta las siguientes características de desempeño a un numero reynolds de 209000. Pero primero es necesario saber cuales son las características de desempeño del perfil del aerodeslizador IRBIS, con la ayuda del programa profili se introdujeron las coordenadas a lo que se llamo y será nombrado de esta forma el perfil IRBIS, para pasar a coordenadas el perfil IRBIS fue necesario, partiendo de una

209100Re])[7217848,0(*])/[706,45(*)6378(Re

== piessegpies

90

fotografía, realizar la edición digital para obtener los datos relevantes, mas portantes, es decir el perfil; hasta obtener la figura 39.

Figura 39: Perfil IRBIS sacado por edición digital

im

Fuente: Creación del autor, Software Corel Photo Paint 12 Pero esto no es suficiente debido a que este contorno de perfil no está en un eje de coordenadas, para esto se tuvo como solución pegarlo en un plano de coordenadas sin limites en el eje “y”, y con un limite de 100 unidades en el eje “x”, la razón para estos limites es el estándar para la construcción de perfiles en el programa profili; el eje de coordenadas se llevo a cabo en el programa Corel Draw 12, el cual tiene propiedades de exactitud, junto con un inmenso rango de ampliación de imagen optimo para el trabajo de extraer de una grafica las coordenadas del contorno, como se muestra en la Figura 40, las cuales van a ser usadas para la digitación de las mismas en el programa profili

91

Figura 40: Método de obtención de coordenadas del perfil IRBIS

Fuente: Creación del autor En la figura 41, se puede ver en la esquina inferior izquierda, un ejemplo de la presentación y exactitud de las coordenadas. El paso consecutivo a este es extraer las coordenadas de la curva superior y otra de la curva inferior para así completar el contorno completo del perfil IRBIS, teniendo en cuenta que la imagen tuvo que ser ajustada a la escala de 100 unidades en el eje x, ajustando exactamente la cuerda sobre el eje de las x positivas iniciando con en el borde de ataque en la coordenada (x,y) = (0,0) y culminando con el borde de fuga en la coordenada (x,y) = (100, 0), con esto garantizo que la cuerda este correctamente dispuesta en el eje de coordenadas y además sirve como método de chequeo. El formato de introducción de los datos en el programa Profili se muestra en la Figura 41 Con este procedimiento lo que se logra es la introducción del perfil IRBIS en el programa profili, para poder llegar así a el análisis con el subprograma Xfoil el cual es un programa que analiza el perfil con base en algoritmos con los cuales obtenemos las graficas siguientes que corresponden a las graficas aerodinámicas especificas del perfil con el numero reynolds de 209000

92

Figura 41 Introducción de coordenadas iniciales IRBIS

Fuente: Programa Profile Tabla de introducción de datos

93

Figura 42 Introducción de coordenadas finales IRBIS

Fuente: Programa Profile Tabla de introducción de datos

94

Figura 43 Resultante de la introducción de las coordenadas IRBIS

Figura Programa Profili Librería de perfiles Ahora con el perfil IRBIS en la librería de perfiles se procede a calcular con el sub-programa Xfoil el desempeño del perfil, de donde se obtienen las siguientes Figuras

95

Figura 44: Cl(Cd) IRBIS

Fuente: Programa Profili análisis del perfil IRBIS

96

Figura 45: Cl alpha y (Cd) alpha IRBIS

uente: Programa Profili análisis del perfil IRBIS F

97

Figura 46. Cl/Cd (alpha) y Cm (alpha) IRBIS

Fuente: Programa Profili análisis del perfil IRBIS

98

Tabla 3: Análisis del perfil IRBIS

GOE 397' at ' 209000 Re - Mach=0.0000 -NCrit=9.00 Alfa Cl Cd Cl/Cd Cm 0.0 0,3898 0,0124 31,43548 -0.0820 0.5 0,4413 0,0116 38,0431 -0.0807 1.0 0,4935 0,0113 43,67257 -0.0795 1.5 0,5458 0,0112 48,73214 -0.0784 2.0 0,6203 0,0093 66,69892 -0.0826 2.5 0,6706 0,0095 70,58947 -0.0809 3.0 0,7194 0,0095 75,72632 -0.0788 3.5 0,769 0,0097 79,27835 -0.0771 4.0 0,8173 0,01 81,73 -0.0749 4.5 0,8647 0,0103 83,95146 -0.0728 5.0 0,9024 0,0112 80,57143 -0.0689 5.5 0,9211 0,015 61,40667 -0.0635 6.0 0,954 0,0175 54,51429 -0.0596 7.0 1,0235 0,0262 39,06489 -0.0513 7.5 1,0637 0,0331 32,13595 -0.0482 8.0 1,0945 0,041 26,69512 -0.0445 8.5 1,1086 0,0521 21,27831 -0.0374 Fuente: Programa Profili análisis del perfil IRBIS Con esta base podemos ahora saber cual es el desempeño del perfil en cada una de sus características más importantes y que son las que van a dar una sustentación para la futura selección del perfil que mejor se ajuste a las exigencias que el aerodeslizador IRBIS requiere El siguiente paso es ahora de la librería del programa Profili que consta de 2281 perfiles que están actualizados al 13 de abril del año 2006; tomando como parámetros de selección para el descarte de perfiles no se tomaron en cuenta los perfiles de amplio espesor, además de seguir con los parámetros planteados en el numeral 4.3 se procedió a una selección de 5 en 5 perfiles,(Figura 47), mirando siempre cuales eran los que mejor coeficiente de elevación versus coeficiente de

99

arrastre tenían llegando así a la selección del perfil ARA D 6% que se muestra en figuras 47 a la 50

Figura 47: Comparación de perfiles

rfiles.

la

Fuente: Programa Profili análisis y comparación de pe

100

Figura 48: Cl alpha y (Cd) alpha ARA-D 6

Fuente: Programa Profili análisis del perfil ARA D 6%

101

Figura 49. Cl/Cd (alpha) y Cm (alpha) ARA-D 6

Fuente: Programa Profili análisis del perfil ARA D 6%

102

Figura 50: Cl(Cd) ARA-D 6

uente: Programa Profili análisis del perfil ARA D 6% F

103

Tabla 4: Análisis perfil ARA-D 6%

%' at 209000 Re - Mach=0.000'ARA-D 6 0 -NCrit=9.00

12.5

Alfa Cl Cd Cl/Cd Cm 0.0 0,6109 0,0139 43,9496403 -0.1432 0.5 0,6614 0,0118 56,0508475 -0.1413 1.0 0,7246 0,011 65,8727273 -0.1409 1.5 0,7818 0,0107 73,0654206 -0.1398 2.0 0,8373 0,0105 79,7428571 -0.1387 2.5 0,8906 0,0105 84,8190476 -0.1372 3.0 0,9432 0,0105 89,8285714 -0.1357 3.5 0,9956 0,0107 93,046729 -0.1340 4.0 1,0461 0,0111 94,2432432 -0.1322 4.5 1,0920 0,0118 92,5423729 -0.1296 5.0 1,1279 0,0137 82,3284672 -0.1258 5.5 1,1655 0,0158 73,7658228 -0.1229 6.0 1,2096 0,0171 70,7368421 -0.1210 6.5 1,2534 0,0185 67,7513514 -0.1191 7.0 1,2964 0,0198 65,4747475 -0.1171 7.5 1,3384 0,0212 63,1320755 -0.1148 8.5 1,4120 0,0254 55,5905512 -0.1086 9.0 1,4501 0,0264 54,9280303 -0.1059 9.5 1,4808 0,0285 51,9578947 -0.1022 10.0 1,5110 0,0299 50,5351171 -0.0984 10.5 1,5262 0,0328 46,5304878 -0.0923 11.0 1,5179 0,039 38,9205128 -0.0833 11.5 1,5300 0,0423 36,1702128 -0.0780 12.0 1,5361 0,0459 33,4662309 -0.0730

1,5355 0,0505 30,4059406 -0.0685 13.0 1,5240 0,0569 26,7838313 -0.0645 Fuente: Programa Profili análisis del perfil ARA D 6%

104

A continuación se mostraran por medio de graficas las diferencias que existen entre los perfiles ARA D 6% y el IRBIS con el fin de mostrar por que es mejor y en cuanto se consideran las diferencias entre uno y el otro. Figura 51: Comparación de Cl alpha y Cd alpha de los perfiles IRBIS y ARA-D 6%

:

Fuente: Programa Profili comparación de perfiles IRBIS y ARA D 6%

105

Figura 52: Comparación de Cl/Cd alpha y Cm alpha de los perfiles IRBIS y ARA-D

% 6Fuente: Programa Profili comparación de perfiles IRBIS y ARA D 6%

106

Figura 53: Comparación de Cl/Cd de los perfiles IRBIS y ARA-D 6%

uente: Programa Profili comparación de perfiles IRBIS y ARA D 6% De las comparaciones podemos ver:

F

107

a. Entre los dos perfiles se incremento en 0.2211 en el coeficiente de

máximo ángulo alpha y es de 1.1086.

d. El Cl máximo del perfil ARA-D 6% llega a ser máximo en 1.5361 a un ángulo alpha de 12º.

e. La diferencia del coeficiente de arrastre en los máximos valores del coeficiente de elevación es de 0.0062, siendo el perfil ARA-D 6% el que

eficiente de arrastre genera. RA-D 6% presenta la mejor relación de Cl max/Cd.

o/Perfil IRBIS ARA-D 6%

elevación (Cl) a un ángulo alpha de 0º. b. EL ángulo alpha del perfil IRBIS asciende únicamente hasta 8.5º mientras

que el ARA-D 6% llega hasta 13º. c. El Cl máximo del perfil IRBIS esta en su

menor cof. El perfil A

DatCl max 1,1086 1,7

Cd 0,0521 0,0459 Clmax/Cd 21,2783109 37,037037

g. En el coeficiente de momento de pitch Cm se puede ver que son menos fuertes los del perfil IRBIS, sin embargo esto no afecta el desempeño de la hélice si no lo que hace es aumentar las fuerzas que se generan en la pala por el efecto de acción y reacción.

alfa Cm ARA-D 6% Cm IRBIS

0 -0.1432 -0.08208.5 -0.1086 -0.037413 - -0.0645

h. Se da la necesidad de cambiar los limites en el ángulo de paso que pasan

i. Ver las graficas de Visualización de vectores de presión en los perfiles

ARA-D 6% e IRBIS a mayor ángulo de alfa en los anexos 14 y 15

de ser en el IRBIS de 0º - 8.5ª a los que se dan como óptimos en el perfil ARA-D 6% que son de 0º - 13º.

108

5.2. CALCULO DEL FACTOR DE ACTIVIDAD (ACTIVITY FACTOR) El cálculo del factor de actividad es el mismo para los valores actuales y para el perfil seleccionado por nosotros debido a que este cálculo implica los valores geométricos de la pala: diámetro, cuerda y radio, que son valores que no se variaron debido a que son los más convenientes.

dxxcD

AFR

R

31

15.05

510∫= = dxx

DcR

R

31

15.0

5

1610

∫ ⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

Datos iniciales

= 1.98 m c = 0.22 m = 0.99 m 0.15R = 0.11485 m

mula

DR * Usando la primera for

15 R

( )

( ) ( )

5.1735232205.173

41485.0

499.022.0

4316816.3010

410

10

445

1

15.0

4

5

5

3

15.05

≈=

⎥⎦

⎤⎢⎣

⎡−⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=

⎥⎦

⎤⎢⎣

⎡⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=

= ∫

AF

AF

xcD

AF

dxxcD

R

R

R

* Usando la segunda formula

AF

( )

( ) ( )

7.1666857132.166

41485.0

499.0

98.122.0

1610

41610

1610

445

1

15.0

45

31

15.0

5

≈=

⎥⎦

⎤⎢⎣

⎡−⎟

⎠⎞

⎜⎝⎛⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=

⎥⎦

⎤⎢⎣

⎡⎟⎠⎞

⎜⎝⎛⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛= ∫

AF

AF

xDcAF

dxxDcAF

R

R

R

R

109

* Haciendo el diámetro dependiente del radio D= 2x

( )

10 315 cR

( )( )( )322341413.022.03125=AF6.2216097219.221 ≈

3322.0

32 ⎢⎣

−=AF 1485.099.010

332335

15.0

⎤⎡

⎦⎣ R

10

216135

15.0

⎤⎡=

xc

xR

R

=

⎥⎦

⎥⎢

= ∫

AF

AF

dxx

* Prom tres AF= 18

AF

edio de las

7.2728852 =187.3

110

5.3. PREDICCIÓN DEL EMPUJE ESTÁTICO Estos cálculos detallados se realizan para los valores de operación del aerodeslizador. Igualmente se presenta el calculo para un rango de revoluciones de la hélice de 1200 a 2050 RPM. Primero se mostrara el cálculo para el perfil seleccionado por nosotros y luego se mostrara el mismo cálculo para el perfil que actualmente tiene la hélice. .3.1. Calculo para perfil ARA-D 6%

• Altitud: nivel del mar; esta es la altitud de operación del aerodeslizador • SHP: 191; según los datos del fabricante • RPM de la hélice, N: 1220; rps de la hélice, n: 20.3333; según datos del

fabricante • Factor de Actividad de la pala, AF: 187.3; como se ha calculado

anteriormente, dependiendo del numero de palas y la cuerda del perfil • Numero de palas: 4 por cada hélice; este es el numero de palas que tiene

actualmente el aerodeslizador y por ser la mejor opción que se tiene se

seño, según la curva polar es: Cld= ° (máx.)

5 Paso 1: determinar la siguiente información de entrada

dejara para los cálculos el mismo número de palas • Coeficiente de sustentación de diseño integrado, CLi:

R1

∫= ldLi dxxcC 3)(4R15.0

El coeficiente de sustentación de di0.6109 @ α =0°; 1.5446@ α= 12

R13

R15.0⎦⎣l

xcd 3 ⎥

⎤⎡

LiC 4⎢=

111

Para α =0°

( ) ( ) ( )

59.0586531021.0

31485.0

399.06109.04

33

≈=

⎥⎦

⎤⎢⎣

⎡−=

Li

Li

C

C

( ) ( ) ( )

48.1482985455.1

31485.0

399.05446.14

33

≈=

⎥⎦

⎤⎢⎣

⎡−=

Li

Li

C

C

Para α= 12°

Paso 2: calcular el coeficiente de potencia de la hélice

53

)(550Dn

SHPCP ρ=

)( ) (454453996.0

4960632,63333.20002377.0)191(550

53

=

=

P

P

C

C

Paso 3: seleccionar grafica dependiendo del factor de actividad, numero de palas y coeficiente de sustentación integrado

El calculo se hará con el coeficiente de sustentaron integrado para α =0° Se utilizaran las graficas de los anexos 1 y 2, interpolándolas para obtener el valor adecuado

Paso 4: de la grafica determinar Ct/Cp

De las graficas, con interpolación, Ct/Cp= 0.92 Paso 5: no aplica Paso 6: calcular el empuje estático de la hélice

112

⎟⎠⎞⎛⎞⎛ SHPCT ⎜

⎝⎟⎟⎠

⎜⎜⎝

=NDC

TP

static 33000

( ) ( )( )lbsT

T

static

static

686434.7314960632.61220

19192.033000

=

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=

A continuación se presentan los cálculos para el rango de revoluciones de la hélice de 1200 a 2050 RPM, y las graficas de desempeño.

113

114

Figura 54. Empuje estático perfil ARA-D 6

EMPU

JEAT

I

690

740

790

840

890

990

1040 11

5012

3013

1013

1470

155

1630

171

1790

1819

5020

2110

2190

2270

2350

2430

EMPU

JE [L

bs]

EST

CO

940

900

070

30

RPM

T

abla 5. Calculo del Empuje estático para perfil ARA-D 6

ndm ndm ndm ndm Altitud ndm Ndm ndm ndm SHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 1200 1210 1220 1230 1240 1250 1260 1270n 20 20.1666667 20.3333333 20.5 20.833333320.6666667 21 21.1666667AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102B 4 4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.47755751 0.46581483 0.454454 0.44345962 17050.4328 0.42251232 0.41253213 0.40286381Ct/Cp 0.86 0.88 0.92 0.94 0.96 0.98 1 1.02Tstatic 695.367311 705.658159 731.686534 741.514773 751.184492 760.699496 770.063467 779.279975

dAltitu ndm Ndm ndm ndm

SHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 1280 1290 1300 1310 13301320 1340 1350n 21.3333333 21.5 21.6666667 21.8333333 22 22.1666667 22.3333333 22.5AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102B 4 4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.39349526 0.38441497 0.37561192 0.36707561 0.35879603 0.35076358 0.34296912 0.3354039Ct/Cp 1.035 1.05 1.065 1.08 1.1 1.12 1.14 1.16

2319 789.762765 794.883205 799.925471 808.566641 817.077869 825.462063 833.722047

ndm ndm ndm ndm

Tstatic 784.56

115

Altitud ndm ndm Ndm ndm ndm ndm ndm ndmSHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 1360 1370 1380 1390 1400 1410 1420 1430n 22.833 23.333 23.83322.6666667 3333 23 23.1666667 3333 23.5 23.6666667 3333AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102

4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.32805956 0.32092808 0.31400182 0.30727344 0.30073593 0.29438256 0.28820691 0.28220279Ct/Cp 1.18 1.2 1.22 1.24 1.26 1.28 1.3 1.31428571Tstatic 841.860561 849.880265 857.783741 865.573497 873.251972 880.821532 888.284479 891.765805

Altitud ndm ndm Ndm ndm ndm ndm ndm ndmSHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 1440 1450 1460 1470 1480 1490 1500 1510n 24.333 24.83324 24.1666667 3333 24.5 24.6666667 3333 25 25.1666667AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102


B 4

B 4

116

Altitud ndm ndm Ndm ndm ndm ndm ndm ndmSHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 1520 1530 1540 1550 1560 1570 1580 1590n 25.333 25.833 26.3333333 25.5 25.6666667 3333 26 26.1666667 3333 26.5AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102

4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.2349842 0.23040671 0.22594735 0.22160233 0.21736801 0.21324088 0.20921757 0.20529485Ct/Cp 11.45 1.4733 1.486 1.5 1.51428571 .52857143 1.54285714 1.55714286Tstatic 925.596023 934.322535 936.257165 938.980615 941.846856 944.676585 947.470494 950.22926


4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.20146958 0.19773875 0.19409948 0.19054897 0.18708453 0.18370357 0.18040358 0.17718217Ct/Cp 1.1.57142857 58571429 1.6 1.61111111 22221.6222 1.63333333 1.64444444 1.65558556Tstatic 9952.953541 955.64398 958.301204 959.036097 59.762029 960.479161 961.187653 961.90509

B 4

B 4

117



Altitud ndm ndm Ndm ndm ndm ndm ndm ndmSHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 1760 1770 1780 1790 1800 1810 1820 1830n 29.333 29.833 30.3333333 29.5 29.6666667 3333 30 30.1666667 3333 30.5AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102


B 4

B 4

118


4 4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.13246952 0.13033295 0.12824209 0.12619571 0.12419264 0.12223174 0.12031191 0.11843207Ct/Cp 1.89 1.9 1.91 1.92 1.93 1.94 1.95 1.96Tstatic 9996.646272 996.503752 96.362764 996.223284 996.085287 995.948751 995.813652 995.679968


4 4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.11659119 0.11478827 0.11302232 0.11129242 0.10959764 0.1079371 0.10630993 0.10471531Ct/Cp 1.97 1.98 1.99 2 2.01 2.02 2.03 2.04Tstatic 995.547676 995.416756 995.287185 995.158943 995.032009 994.906364 994.781988 994.658863

B

B

119

Altitud ndm ndm Ndm ndm ndm ndm ndm NdmSHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 2000 2010 2020 2030 2040 2050 2060 2070n 33.333 33.833 34.3333333 33.5 33.6666667 3333 34 34.1666667 3333 34.5AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102

4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.10315242 0.10162048 0 .10011873 0.09864641 0.09720283 0.09578728 0.09439908 0.09303758Ct/Cp 2.05 2.06 2.07 2.08 2.085 2.09 2.095 2.1Tstatic 994.536968 994.416287 994.2968 994.17849 991.683204 989.212261 986.765308 984.341997

Altitud ndm ndm Ndm ndm ndm ndm ndm NdmSHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 2080 2090 2100 2110 2120 2130 2140 2150n 34.833 35.333 35.8334.6666667 3333 35 35.1666667 3333 35.5 35.6666667 33333AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102

4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.09170213 0.09039212 0 .08910694 0.08784601 0.08660876 0.08539464 0.0842031 0.08303363Ct/Cp 2.11 2.12 2.125 2.13 2.14 2.15 2.16 2.165Tstatic 9984.274392 984.207433 981.830921 979.476935 979.433554 79.390579 979.348006 977.049364

B 4

B 4

120

121

Altitud ndm ndm Ndm ndm ndm ndm ndm ndmSHP 1191 191 191 191 191 191 191 91N 22160 2170 2180 2190 2200 2210 2220 230N 36.333 36.83336 36.1666667 3333 36.5 36.6666667 3333 37 37.166667AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.27289Cli 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.586531B 44 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 66.4960632 6.4960632 6.4960632 .4960632Cp 0.08188572 0.08075887 0.0796526 0.07856644 0.07749994 0.07645266 0.07542416 0.074414Ct/Cp 2.17 2.175 2.18 2.17 2.15777778 2.15555556 2.15333334 2.1511111Tstatic 9 974.772006 972.515637 70.279969 961.418965 951.658435 946.376643 941.142435 935.95517

dm dm dm dm dm Altitud ndm ndm Ndm n n n n nSHP 191 191 191 191 191191 191 191N 2270 2280 2290 2300 23102240 2250 2260N 37.333 7.8333333 38 8.1666667 8.3333333 38.53333 37.5 37.6666667 3 3 3AF 87.272885 187.272885 87.272885 87.272885 87.27289187.272885 187.272885 187.272885 1 1 1 1Cli .58653102 0.58653102 .58653102 .58653102 0.5865310.58653102 0.58653102 0.58653102 0 0 0B 4 4 4 4 4 44 4Densidad atmosférica, ρ 0.0023 0.002377 0.002377 0.002377 0.0023770.002377 0.002377 0.002377 77 Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960 632 6.4960632 6.4960632 .4960632632 6.4960 6Cp 0.07342186 0.07244724 0.0714898 0.07054916 0.06962495 .06871681 .06782439 .06694740 0 0Ct/Cp .14222224 2.14000002 2.1377778 .13555558 .13333342.1488889 2.14666668 2.14444446 2 2 2Tstatic 915.66 1383 905.78296 00.907305 96.07386930.814221 925.718969 920.668807 314 910.70 9 8

122

Altitud ndm ndm Ndm ndm ndm ndm m m nd ndSHP 191 1 191 1 19191 191 911 191 19N 2320 2330 2340 0 3902350 6023 2370 238 2N 38.6666667 38 3333 39 39.166 39.3 7 . 333.833 6667 333333 39.5 39.666666 39 8333AF 187.272885 18 2885 7.272885 187.27 187. 5 7 8857.27 18 2885 272885 187.272885 187.27288 18 .272Cli 0.58653102 0.5 3102 .58653102 0.5865 0.58 2 5 102865 0 3102 653102 0.58653102 0.5865310 0. 8653B 4 4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosféri 0.002377 0.002377 0.002377 0.00 0. 77 77ca, ρ 2377 002377 0.002377 0.0023 0.0023Diámetro de la 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.496 6.4 2 . 632 hélice, D 0632 960632 6.4960632 6.496063 6 4960Cp 0.06608539 0.06523815 0.06440534 0.0635 0.06 8 0 7138663 278175 0.06199039 0.0612122 0. 6044Ct/Cp 2.13111114 2.12888892 2.1266667 2.1244 2.12 .1 2.084448 222226 2.12 2Tstatic 891.282091 886.531449 881.82141 877.15 872 4 4 7551457 .52108 867.929761 856.12938 84 .427 Altitud ndm ndm Ndm

SHP 1 191 191 19 N 2400 2410 2420 N 40 40.1666667 40.3333333 AF 187.272885 187.272885 187.272885 Cli 0.58653102 0.58653102 0.58653102 B 4 4 4 Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 Cp 0.05969469 0.05895468 0.05822685 Ct/Cp 2.06 2.04 2.02 Tstatic 832.82364 821.315824 809.903115

5.3.2. Calculo para perfil actual IRBIS Paso 1: determinar la siguiente información de entrada

• Altitud: nivel del mar; esta es la altitud de operación del aerodeslizador •

• do

• odeslizador y por ser la mejor opción que se tiene se

número de palas iseño integrado, CLi:

Rld dxxcC )(4

o, según la curva polar es: Cld= 0.3977 @ α =0°; 1,1090@ α= 8,5° (máx.)

SHP: 191; según los datos del fabricante • RPM de la hélice, N: 1220; rps de la hélice, n: 20.3333; según datos del

fabricante Factor de Actividad de la pala, AF: 187.3; como se ha calculaanteriormente, dependiendo del numero de palas y la cuerda del perfil Numero de palas: 4 por cada hélice; este es el numero de palas que tiene actualmente el aerdejara para los cálculos el mismo

• Coeficiente de sustentación de d

∫=

R

RlLi

xcCd

1

15.0

3

34 ⎥

⎦

⎤⎢⎣

⎡=

( ) ( )

( ) ( )

R13

Li15.0

El coeficiente de sustentación de diseñ

Para α =0°

( )

38.0381835631.0

31485.0

399.03977.04

≈=

⎥⎦

⎢⎣

−=

Li

Li

C

C

33 ⎤⎡

Para α= 8,5°

( )1485.099.0 33 ⎤⎡

07,1064761666,1 ≈=

⎥⎦

−=

LiC

331090,14 ⎢

⎣LiC

123

124

Paso 2: calcular el coeficiente de potencia de la hélice

53

)(550Dn

SHPCP ρ=

( ) ( )454453996.0

4960632,63333.20002377.0)191(550

53

=

=

P

P

C

C

Paso 3: seleccionar grafica dependiendo del factor de actividad, numero de palas y coeficiente de sustentación integrado

El calculo se hará con el coeficiente de sustentaron integrado para α =0° Se utilizaran las graficas de los anexos 1 y 2, interpolándolas para obtener el valor adecuado

Paso 4: de la grafica determinar Ct/Cp

De las graficas, con interpolación, Ct/Cp= 0.82 Paso 5: no aplica Paso 6: calcular el empuje estático de la hélice

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛⎟⎟⎠

⎞NDSHP

CC

P

T

( )

⎜⎜⎝

⎛=Tstatic 33000

( )( )lbsT

Tstatic

.155389,6524960632.61220

19192.033000

=

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=

Como se puede observar la diferencia de empuje estático para los dos perfiles es

adamente, donde el perfile seleccionadmas empuje para los mismos valores de operación: 1220 RPM de la hélice, altitud nivel del mar y para los mismos valores de diámetro.

de 79,53 Lbs aproxim

static

o (ARA-D 6) nos da

125

A continuación se presentan los cálculos para rehélice de 1200 a 2050 RPM, y la Figura 55. Empuje estático perfil actual IRBIS

el rango de voluciones de la

1013

9014

1630

1710

1790

170

1950

203

190

2270

2350

230

2510

RPM

s graficas de desempeño.

EMPU

JES

I

625

675

725

775

825

925

975 11

5012

3013

7015

508

021

102

4

EMPU

JE [L

bs]

ETA

TCO

875

Tabla 6. Calculo del empuje estático para perfil IRBIS

d ndm ndm Ndm ndm ndm Altitu ndm ndm ndm SHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 1200 1210 1220 1230 12501240 1260 1270n 20 20.1666667 20.3333333 20.5 20.833333320.6666667 21 21.1666667AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0. 0. 0. 0. 0. 0. 0. 0.38183563 38183563 38183563 38183563 38183563 38183563 38183563 38183563B 4 4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.47755751 0.46581483 0.454454 0.44345962 0.43281705 0.42251232 0.41253213 0.40286381Ct/Cp 0.78 0.8 0.82 0.84 0.85 0.88 0.89 0.9Tstatic 630.68198 41.507417 52.155389 62.630223 665.111269 83.077098 85.356486 87.5999786 6 6 6 6 6

Altitu ndm ndm ndm SHP 191 191 191 191 191191 191 191N 1280 1290 1300 1310 13301320 1340 1350n 21.3333333 21.5 21.6666667 21.8333333 22 22.1666667 22.3333333 22.5AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0. 0. 0. 0. 0. 0. 0. 0.38183563 38183563 38183563 38183563 38183563 38183563 38183563 38183563B 4 4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6 6.4960632 6.4960632 6.4960632 .4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.39349526 0.38441497 0.37561192 0.36707561 0.35879603 0.35076358 0.34296912 0.3354039

0.93 0.95 0.96 0.98 1 1.01 1.02

d ndm ndm Ndm ndm ndm

Ct/Cp 0.92Tstatic 697.388728 699.504164 709.050747 711.044863 720.359371 729.533811 731.330424 733.100421

126

Altitud ndm ndm Ndm ndm ndm ndm ndm ndm SHP 191 191 191 191 191 191 191 191 N 1 1 1 1 1 1 1360 370 380 1390 400 410 420 430n 22.666 22.833 23.166 23.333 23.666 23.8336667 3333 23 6667 3333 23.5 6667 3333AF 187.27 187.2 187.27187.272885 2885 187.272885 187.272885 72885 187.272885 187.272885 2885Cli 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563

4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 77 0.002377 0.002377 0.002377 0.0023 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6 6 6 6 6 6 6.4960632 .4960632 .4960632 .4960632 .4960632 6.4960632 .4960632 .4960632Cp 0 0 0 0 0 0 0.32805956 0.32092808 .31400182 .30727344 .30073593 .29438256 .28820691 .28220279Ct/Cp 1.04 1.05 1.08 1.09 1.11 1.14 1.15 1.17Tstatic 741.9788 743.645232 759.349541 760.867026 769.293404 784.481677 785.790116 793.865429

ltitud dm dm dm dm dm dm dm dm A n n N n n n n nSHP 191 191 191 191 191 191 191 191 N 1 1 1 1 1 1 1440 450 460 1470 480 490 500 510n 24.166 24.333 24.666 24.833 25.16624 6667 3333 24.5 6667 3333 25 6667AF 187.27 187.27187.272885 187.272885 2885 187.272885 187.272885 2885 187.272885 187.272885Cli 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563

4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6 6 6 6 6 6 6.4960632 .4960632 .4960632 .4960632 .4960632 6.4960632 .4960632 .4960632Cp 0.2763643 0.27068576 0 0 0 0 0.26516173 0.259787 .25455655 .24946557 .24450945 .23968374Ct/Cp 1.18 1.19 1.2 1.21 1.23 1.24 1.27 1.28Tstatic 795.09053 796.298733 797.490385 798.665825 806.381326 807.481316 821.503707 822.48898

B 4

B 4

127

Altitud ndm ndm Ndm ndm ndm ndm ndm ndmSHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 1520 1530 1540 1550 1560 1570 1580 1590n 25.333 25.666 25.833 26.166 26.3333333 25.5 6667 3333 26 6667 3333 26.5

5AF 187.27288 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563B 4 4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.2349842 0.23040671 0.22594735 0.22160233 0.21736801 0.21324088 0.20921757 0.20529485Ct/Cp 1.29 1.3 1.31 1.33 1.34 1.37 1.38 1.39Tstatic 823.461289 824.420889 825.368026 832.562812 833.445614 846.677425 847.45972 848.232174 Altitud ndm ndm Ndm ndm ndm ndm ndm ndm SHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 1600 1610 1620 1630 1640 1650 1660 1670n 26.6666667 26.8333333 27 27.1666667 27.3333333 27.5 27.6666667 27.8333333AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563B 4 4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.20146958 0.19773875 0.19409948 0.19054897 0.18708453 0.18370357 0.18040358 0.17718217Ct/Cp 1.41 1.42 1.44 1.45 1.46 1.49 1.5 1.51Tstatic 855.059223 855.774879 862.471084 863.132488 863.785826 876.192214 876.759008 877.319014

128

Altitud ndm ndm Ndm ndm ndm ndm ndm ndm SHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 1680 1690 1700 1710 1720 1730 1740 1750n 28 28.1666667 28.3333333 28.5 28.6666667 28.8333333 29 29.1666667AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563B 4 4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.17403699 0.17096582 0.16796649 0.16503691 0.16217506 0.159379 0.15664685 0.15397679Ct/Cp 1.53 1.54 1.55 1.56 1.59 1.6 1.61 1.63Tstatic 883.647829 884.160445 884.667031 885.167691 896.944855 897.368757 897.787787 903.746485 Altitud ndm ndm Ndm ndm ndm ndm ndm ndm SHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 1760 1770 1780 1790 1800 1810 1820 1830n 29.3333333 29.5 29.6666667 29.8333333 30 30.1666667 30.3333333 30.5AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563B 4 4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.15136707 0.148816 0.14632193 0.14388328 0.14149852 0.13916618 0.13688481 0.13465304Ct/Cp 1.64 1.65 1.66 1.71 1.72 1.73 1.74 1.75Tstatic 904.124517 904.498276 904.867836 926.915501 927.156415 927.394666 927.6303 927.863358

129

Altitud ndm ndm Ndm ndm ndm ndm ndm ndm SHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 1840 1850 1860 1870 1880 1890 1900 1910n 30.6666667 30.8333333 31 31.1666667 31.3333333 31.5 31.6666667 31.8333333AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563B 4 4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.13246952 0.13033295 0.12824209 0.12619571 0.12419264 0.12223174 0.12031191 0.11843207Ct/Cp 1.76 1.77 1.78 1.79 1.8 1.81 1.82 1.83Tstatic 928.093883 928.321916 928.547497 928.770665 928.99146 929.209917 929.426076 929.63997 Altitud ndm ndm Ndm ndm ndm ndm ndm ndm SHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 1920 1930 1940 1950 1960 1970 1980 1990n 32 32.1666667 32.3333333 32.5 32.6666667 32.8333333 33 33.1666667AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563B 4 4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.11659119 0.11478827 0.11302232 0.11129242 0.10959764 0.1079371 0.10630993 0.10471531Ct/Cp 1.84 1.86 1.87 1.88 1.89 1.9 1.91 1.92Tstatic 929.851637 935.088467 935.269867 935.449406 935.627113 935.803016 935.977142 936.149518

130

Altitud ndm ndm Ndm ndm ndm ndm ndm ndm SHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 2000 2010 2020 2030 2040 2050 2060 2070n 33.3333333 33.5 33.6666667 33.8333333 34 34.1666667 34.3333333 34.5AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563B 4 4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.10315242 0.10162048 0.10011873 0.09864641 0.09720283 0.09578728 0.09439908 0.09303758Ct/Cp 1.94 1.96 1.98 2 2.01 2.02 2.03 2.04Tstatic 941.17157 946.143651 951.066504 955.940856 956.011146 956.08075 956.149678 956.21794 Altitud ndm ndm Ndm ndm ndm ndm ndm ndm SHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 2080 2090 2100 2110 2120 2130 2140 2150n 34.6666667 34.8333333 35 35.1666667 35.3333333 35.5 35.6666667 35.8333333AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563B 4 4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.09170213 0.09039212 0.08910694 0.08784601 0.08660876 0.08539464 0.0842031 0.08303363Ct/Cp 2.05 2.06 2.07 2.08 2.09 2.1 2.11 2.12Tstatic 956.285546 956.352505 956.418827 956.484519 956.549592 956.614054 956.677913 956.741179

131

Altitud ndm ndm Ndm ndm ndm ndm ndm ndm SHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 2160 2170 2180 2190 2200 2210 2220 2230n 36 36.1666667 36.3333333 36.5 36.6666667 36.8333333 37 37.1666667AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563B 4 4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.08188572 0.08075887 0.0796526 0.07856644 0.07749994 0.07645266 0.07542416 0.07441403Ct/Cp 2.13 2.14 2.15 2.16 2.17 2.18 2.19 2.2Tstatic 956.803858 956.86596 956.927492 956.988463 957.048878 957.108748 957.168077 957.226875 Altitud ndm ndm Ndm ndm ndm ndm ndm ndm SHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 2240 2250 2260 2270 2280 2290 2300 2310n 37.3333333 37.5 37.6666667 37.8333333 38 38.1666667 38.3333333 38.5AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563B 4 4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.07342186 0.07244724 0.0714898 0.07054916 0.06962495 0.06871681 0.06782439 0.06694736Ct/Cp 2.21 2.22 2.23 2.24 2.25 2.26 2.27 2.28Tstatic 957.285148 957.342903 957.400146 957.456886 957.513127 957.568878 957.624143 957.67893

132

133

Altitud ndm ndm Ndm ndm ndm ndm ndm ndm SHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 2320 2330 2340 2350 2360 2370 2380 2390n 38.6666667 38.8333333 39 39.1666667 39.3333333 39.5 39.6666667 39.8333333AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563B 4 4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.06608539 0.06523815 0.06440534 0.06358663 0.06278175 0.06199039 0.06121228 0.06044713Ct/Cp 2.29 2.3 2.31 2.32 2.33 2.34 2.35 2.36Tstatic 957.733245 957.787094 957.840482 957.893416 957.945902 957.997944 958.049549 958.100722 Altitud ndm ndm Ndm ndm ndm ndm ndm ndm SHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 2400 2410 2420 2430 2440 2450 2460 2470n 40 40.1666667 40.3333333 40.5 40.6666667 40.8333333 41 41.1666667AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563B 4 4 4 4 4 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.05969469 0.05895468 0.05822685 0.05751096 0.05680675 0.05611399 0.05543245 0.05476191Ct/Cp 2.37 2.38 2.39 2.4 2.41 2.42 2.43 2.44Tstatic 958.151469 958.201795 958.251705 958.301204 958.350297 958.39899 958.447286 958.495192

134

Altitud ndm ndm Ndm SHP 191 191 191N 2480 2490 2500n 41.3333333 41.5 41.6666667AF 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.38183563 0.38183563 0.38183563B 4 4 4Densidad atmosférica, ρ 0.002377 0.002377 0.002377Diámetro de la hélice, D 6.4960632 6.4960632 6.4960632Cp 0.05410213 0.05345291 0.05281404Ct/Cp 2.45 2.46 2.47Tstatic 958.542711 958.589849 958.636609

5.4 PREDICCIÓN DE PODER Y EMPUJE EN NAVEGACIÓN Estos cálculos detallados se realizan para los valores de operación del aerodeslizador. Igualmente se presenta el cálculo para un rango de velocidades del aerodeslizador de 0 a 40 Knots.

5.4.1. Calculo para perfil ARA-D 6 %

Paso 1: Determinar los siguientes datos de entrada

* Altitud y velocidad, U Altitud: nivel del mar Velocidad: 27 Knots = 50 Km/h; datos del fabricante

* RPM de la hélice, N y rps, n RPM: 1220; datos del fabricante rps: 20.3333

* Coeficiente de elevación integrado CLi: 0.59; según el calculo hecho previamente (Sección 8.3.1)

* Fuerza del motor entregada a la hélice, SHP: 191; datos del fabricante

* Factor de actividad de la hélice, AF: 187.3; según calculo hecho previamente

* Número de palas, B: 4

Paso 2a: Calcular el radio de avance de la hélice, J

nDVJ =

35,0345046308,04960632,63333.20

688.127

≈=∗∗

=

Jftrps

KnotsJ

2b: Calcular el radio de avance efectivo de la hélice por la siguiente ecuación

JhJeffective )1( −=

135

Donde

02,0022141842,04960632,6

84,2329.0

329.0

2

2

2

≈=

=

=

hft

fth

DS

h body

Entonces

Paso 3: Calcular el coeficiente de poder de la hélice

( )34,013374063469,0

3450463078,002,01

≈=

∗−=

effective

effective

J

J

53

550DnSHPCP ρ

×=

( ) ( )454454,0

4960632,63333.20002377.0)191(550

53

=

=

P

P

C

C

Paso 4: Para hélices de 3 y 4 palas seleccione una de las graficas desde la C9 a la C40 dependiendo del número de palas, factor de actividad y del coeficiente de diseño integrado de elevación:

* Para el cálculo se usaran las graficas de los anexos 4 y 5 interpolándolas para obtener el valor adecuado.

Paso 5: Desde la grafica apropiada prescrita en el paso 4 determine la eficiencia libre de hélice para el coeficiente de poder determinado en el paso 3 y para el radio efectivo de avance encontrado en el paso 2b: η Pfree for Jeffective

Fíjese que de eficiencia libre de hélice implica un determinado ángulo de pala De las graficas, interpolándolas: 0,29

Paso 6: Determine la eficiencia de instalación de hélice por la formula

JeffectiveforPfreelitycompresibiscrubbingblockagePinstalled FFF ..ηη =

136

* Según la figura 38, para scoop inlet, J=0.3450

*

461,00133333=blockageF

99,0996502895,0)4960632.6(

095.0*1558.11

095.0094722411.0)68.23(0040.0

)(0040.0

558.11

2

2

222

.

2

≈=

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛−=

≈==

=

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛−=

scrubbing

scrubbing

slip

slipstreamwetslip

slipscrubbing

Fft

ftF

ftftftf

SfDf

Fσ

En nuestro caso, el valor de el área “mojada”, Swet slipstream, es de 23.68 ft2, que es el área en pies cuadrados de los timones de dirección del aerodeslizador, los cuales se encuentran directamente detrás de la hélice.

* Se asume el valor de 1 debido a que la velocidad en la punta de la pala es muy baja y no genera efectos de compresibilidad.

ilitycompressibF

29,02893711544,0)29.0)(00,1)(9965.0)(0013.1(

..

≈==

=

Pinstalled

Pinstalled

JeffectiveforPfreeilitycompressibsrubbingblockagePinstalled FFF

ηη

ηη

Paso 7: Calcule el empuje de instalación de la hélice por la siguiente formula

USHPT installedPinstalled

installedη

=

( )( )( )( )

lbsT

T

installed

installed

.667983495,666688.127

55019129,0

≈=

=

Paso 8: Calcule el empuje en caballos de fuerza por la siguiente ecuación

550UTTHP installed

av =

hpTHP

THP

av

av

.26989,55550

688.1*27*667

=

=

137

138

A continuación se presentan los cálculos para un rango de velocidades del aerodeslizador de 0 a 40 Nudos Figura 56. Empuje disponible perfil ARA-D 6

EMPU

JE D

ISPO

NIBL

E

0

500

1000

1500

2000

2500

05

1015

2025

3035

40

Velo

cida

d [K

nots

]

Empuje Disponible [Lbs]

139

Figura 57. Potencia disponible perfil ARA-D 6

POTE

NC

IA D

ISPO

NIB

LE

020406080100

05

1015

2025

3035

4045

Velo

cida

d [K

nots

]

Potencia Disponible [HP]

Tabla 7. Calculo empuje disponible y potencia disponible perfil ARA-D 6 Altitud Ndm ndm ndm ndm ndm ndm ndm ndm Velocidad 1 2 3 4 5 6 7 8SHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 1220 1220 1220 1220 1220 1220 1220 1220n 20.3333333 20.3333333 20.3333333 20.3333333 20.3333333 20.3333333 20.3333333 20.3333333AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102B 4 4 4 4 4 4 4 4D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632h 0.02214184 0.02214184 0.02214184 0.02214184 0.02214184 0.02214184 0.02214184 0.02214184Fblockage 1 1.00005128 1.00010256 1.00015385 1.00020513 1.00025641 1.00030769 1.00035897Fscrubbing 0.9965029 0.9965029 0.9965029 0.9965029 0.9965029 0.9965029 0.9965029 0.9965029Fcompressibility 1 1 1 1 1 1 1 1J 0.01277949 0.02555899 0.03833848 0.05111797 0.06389746 0.07667696 0.08945645 0.10223594Jeffective 0.01249653 0.02499306 0.03748959 0.04998613 0.06248266 0.07497919 0.08747572 0.09997225Cp 0.454454 0.454454 0.454454 0.454454 0.454454 0.454454 0.454454 0.454454ηPfree for Jeffective 0.1 0.10416667 0.10833333 0.1125 0.11666667 0.12083333 0.125 0.12916667ηPinstalled 0.09965029 0.10380771 0.10796555 0.11212382 0.11628252 0.12044164 0.12460119 0.12876116Tinstalled 6201.57756 3230.15393 2239.68824 1744.46203 1447.33158 1249.24905 1107.76531 1001.65581THPav 19.0332053 19.8272721 20.6214205 21.4156502 22.209961 23.0043534 23.7988271 24.5933819

140

Altitud Ndm ndm ndm ndm ndm ndm ndm ndm Velocidad 9 10 11 12 13 14 15 16SHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 1220 1220 1220 1220 1220 1220 1220 1220n 20.3333333 20.3333333 20.3333333 20.3333333 20.3333333 20.3333333 20.3333333 20.3333333AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102 0.58653102B 4 4 4 4 4 4 4 4D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632h 0.02214184 0.02214184 0.02214184 0.02214184 0.02214184 0.02214184 0.02214184 0.02214184Fblockage 1.00041026 1.00046154 1.00051282 1.0005641 1.00061539 1.00066667 1.00071795 1.00076923Fscrubbing 0.9965029 0.9965029 0.9965029 0.9965029 0.9965029 0.9965029 0.9965029 0.9965029Fcompressibility 1 1 1 1 1 1 1 1J 0.11501544 0.12779493 0.14057442 0.15335391 0.16613341 0.1789129 0.19169239 0.20447189Jeffective 0.11246878 0.12496531 0.13746185 0.14995838 0.16245491 0.17495144 0.18744797 0.1999445Cp 0.454454 0.454454 0.454454 0.454454 0.454454 0.454454 0.454454 0.454454ηPfree for Jeffective 0.1333333 0.1375 0.14166667 0.14583333 0.15 0.15833333 0.16666667 0.175ηPinstalled 0.13292153 0.13708239 0.14124364 0.14540532 0.14956742 0.15788481 0.16620305 0.17452215Tinstalled 919.128925 853.110476 799.097599 754.089081 716.00699 701.83647 689.558883 678.819313THPav 25.3880121 26.1827361 26.9775349 27.7724153 28.5673771 30.155999 31.7447835 33.3337309

141


142

143


144


5.4.2. Calculo para perfil actual IRBIS

Paso 1: Determinar los siguientes datos de entrada

* Altitud y velocidad, U Altitud: nivel del mar Velocidad: 27 Knots = 50 Km/h; datos del fabricante

* RPM de la hélice, N y rps, n RPM: 1220; datos del fabricante rps: 20.3333

* Coeficiente de elevación integrado CLi: 0.3818; según el calculo hecho previamente (Sección 8.3.2)

* Fuerza del motor entregada a la hélice, SHP: 191; datos del fabricante

* Factor de actividad de la hélice, AF: 187.3; según calculo hecho previamente

* Número de palas, B: 4

Paso 2a: Calcular el radio de avance de la hélice, J

nDVJ =

35,0345046308,04960632,63333.20

688.127

≈=∗∗

=

Jftrps

KnotsJ

2b: Calcular el radio de avance efectivo de la hélice por la siguiente ecuación

Donde

JhJeffective )1( −=

02,0022141842,04960632,6

84,2329.0

329.0

2

2

2

≈=

=

=

hft

fth

DS

h body

145

Entonces

Paso 3: Calcular el coeficiente de poder de la hélice

( )34,013374063469,0

3450463078,002,01

≈=

∗−=

effective

effective

J

J

53

550DnSHPCP ρ

×=

( ) ( )454454,0

4960632,63333.20002377.0)191(550

53

=

=

P

P

C

C

Paso 4: Para hélices de 3 y 4 palas seleccione una de las graficas desde la C9 a la C40 dependiendo del número de palas, factor de actividad y del coeficiente de diseño integrado de elevación:

* Para el calculo se usaran las graficas de los anexos 3 y 4 interpolándolas para obtener el valor adecuado.

Paso 5: Desde la grafica apropiada prescrita en el paso 4 determine la eficiencia libre de hélice para el coeficiente de poder determinado en el paso 3 y para el radio efectivo de avance encontrado en el paso 2b: η Pfree for Jeffective

Fíjese que de eficiencia libre de hélice implica un determinado ángulo de pala De las graficas, interpolándolas: 0,28

Paso 6: Determine la eficiencia de instalación de hélice por la formula

JeffectiveforPfreelitycompresibiscrubbingblockagePinstalled FFF ..ηη = * Según la Figura 38, para scoop inlet, J=0.3450 461,00133333=blockageF

146

99,0996502895,0)4960632.6(

095.0*1558.11

095.0094722411.0)68.23(0040.0

)(0040.0

558.11

2

2

222

.

2

≈=

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛−=

≈==

=

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛−=

scrubbing

scrubbing

slip

slipstreamwetslip

slipscrubbing

Fft

ftF

ftftftf

SfDf

Fσ

*

En nuestro caso, el valor de el área “mojada”, Swet slipstream, es de 23.68 ft2, que es el área en pies cuadrados de los timones de dirección del aerodeslizador, los cuales se encuentran directamente detrás de la hélice.

* Se asume el valor de 1 debido a que la velocidad en la punta de la pala es muy baja y no genera efectos de compresibilidad.

ilitycompressibF

28,027939284,0)28.0)(00,1)(9965.0)(0013.1(

..

≈==

=

Pinstalled

Pinstalled

JeffectiveforPfreeilitycompressibsrubbingblockagePinstalled FFF

ηη

ηη

Paso 7: Calcule el empuje de instalación de la hélice por la siguiente formula

USHPT installedPinstalled

installedη

=

( )( )( )( )

lbsT

T

installed

installed

.644984064167,643688.127

55019128,0

≈=

=

Paso 8: Calcule el empuje en caballos de fuerza por la siguiente ecuación

550UTTHP installed

av =

hpTHP

THP

av

av

.364032197,53550

688.1*27*644

=

=

147

148

Se puede observar una diferencia de aproximadamente 22 Lbs de empuje disponible, en el que el perfil ARA-D 6, el perfil seleccionado, nos ofrece el mayor valor. Igualmente para la potencia disponible se ve un incremento de 2 HP cuando se realiza el cálculo con el perfil ARA-D 6 A continuación se presentan los cálculos para un rango de velocidades del aerodeslizador de 0 a 40 Nudos Figura 58. Empuje disponible perfil IRBIS

EMPU

JE D

ISPO

NIBL

E

450

950

1450

1950

2450

05

1015

2025

3035

40Ve

locid

ad [K

nots

]

Empuje Disponible [Lbs]

149

Figura 59. Potencia disponible perfil IRBIS

PO

TEN

CIA

DIS

PON

IBLE

01020304050607080

05

1015

2025

3035

4045

Velo

cida

d [K

nots

]

Potencia Disponible [HP]

Tabla 8. Calculo empuje disponible y potencia disponible perfil IRBIS Altitud ndm ndm ndm ndm ndm ndm ndm ndm Velocidad 1 2 3 4 5 6 7 8SHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 1220 1220 1220 1220 1220 1220 1220 1220n 20.3333333 20.3333333 20.3333333 20.3333333 20.3333333 20.3333333 20.3333333 20.3333333AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563B 4 4 4 4 4 4 4 4D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632h 0.02214184 0.02214184 0.02214184 0.02214184 0.02214184 0.02214184 0.02214184 0.02214184Fblockage 1 1.00005128 1.00010256 1.00015385 1.00020513 1.00025641 1.00030769 1.00035897Fscrubbing 0.9965029 0.9965029 0.9965029 0.9965029 0.9965029 0.9965029 0.9965029 0.9965029Fcompressibility 1 1 1 1 1 1 1 1J 0.01277949 0.02555899 0.03833848 0.05111797 0.06389746 0.07667696 0.08945645 0.10223594Jeffective 0.01249653 0.02499306 0.03748959 0.04998613 0.06248266 0.07497919 0.08747572 0.09997225Cp 0.454454 0.454454 0.454454 0.454454 0.454454 0.454454 0.454454 0.454454ηPfree for Jeffective 0.07000001 0.07611112 0.08222223 0.08833334 0.09444445 0.10055556 0.10666667 0.11277778ηPinstalled 0.06975521 0.07584884 0.08194309 0.08803797 0.09413347 0.1002296 0.10632635 0.11242373Tinstalled 4341.10491 2360.1661 1699.86611 1369.72584 1171.64945 1039.605 945.293094 874.56402THPav 13.3232456 14.4871286 15.6511309 16.8152525 17.9794934 19.1438536 20.3083331 21.4729319

150

Altitud ndm ndm ndm ndm ndm ndm ndm ndm Velocidad 9 10 11 12 13 14 15 16SHP 191 191 191 191 191 191 191 191N 1220 1220 1220 1220 1220 1220 1220 1220n 20.3333333 20.3333333 20.3333333 20.3333333 20.3333333 20.3333333 20.3333333 20.3333333AF 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885 187.272885Cli 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563 0.38183563B 4 4 4 4 4 4 4 4D 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632 6.4960632h 0.02214184 0.02214184 0.02214184 0.02214184 0.02214184 0.02214184 0.02214184 0.02214184Fblockage 1.00041026 1.00046154 1.00051282 1.0005641 1.00061539 1.00066667 1.00071795 1.00076923Fscrubbing 0.9965029 0.9965029 0.9965029 0.9965029 0.9965029 0.9965029 0.9965029 0.9965029Fcompressibility 1 1 1 1 1 1 1 1J 0.11501544 0.12779493 0.14057442 0.15335391 0.16613341 0.1789129 0.19169239 0.20447189Jeffective 0.11246878 0.12496531 0.13746185 0.14995838 0.16245491 0.17495144 0.18744797 0.1999445Cp 0.454454 0.454454 0.454454 0.454454 0.454454 0.454454 0.454454 0.454454ηPfree for Jeffective 0.11888889 0.125 0.13125 0.1375 0.14375 0.15 0.16 0.17ηPinstalled 0.11852173 0.12462035 0.13085808 0.13709644 0.14333544 0.14957508 0.15955493 0.1695358Tinstalled 819.556837 775.554978 740.340426 710.998278 686.173366 664.897708 661.976531 659.424475THPav 22.6376499 23.8024873 24.9938928 26.1854202 27.3770697 28.5688412 30.4749923 32.3813386

151


152

153


154


155

5.5 CALCULO DE RUIDO A UNA DISTANCIA DE 25MTS Y UN AZIMUTH DE 0º Datos Iniciales D=1.98 m= 6.49638 ft B=4 SHP=125 1220 rpm = 20.3333 rps Numero de Hélices=2 Hovercraft Speed = U= 50km/h =27kts Temp. Ambiente= Atmósfera estándar al nivel del mar=15ºC=59ºF (ISA) (Internacional Standard Atmosphere) 1.Calcular el numero de Mach en la punta con: El número de mach en la punta de la hélice se encuentra a través de la formula siguiente:

Siendo J el radio de avance, y M∞ la velocidad del cuerpo en movimiento (velocidad de desplazamiento)

M = V/a= ∞45.567 ft/seg1.146 ft/seg

=39.76= .03976 Mach

= 0.039762

1JΠ⎛ ⎞+ ⎜ ⎟

⎝ ⎠=0.364 Mach

N=1220rpm = n = 20.333 rps Donde n es la velocidad rotacional en rps (rotaciones por segundo), y Va es la velocidad del sonido en ft/sec

2. Basado en la entrada de poder a la hélice y su velocidad rotacional en la punta , determinar el nivel del campo lejano, nivel de ruido parcial, FL1, por medio del Anexo 6

De la grafica: 63 dB

3. Encuentre el campo lejano, nivel de ruido parcial, FL2, basándose en la cuenta de palas y el diámetro de la hélice por medio del Anexo 7

De la grafica: 4 dB

4. Para medir la absorción atmosférica y la extensión esférica, encuentre el campo cercano, nivel de ruido parcial, FL3, a través del Anexo 8.

De la grafica: 16 dB (a 25 m)

5.Lea la corrección, DI, para el patrón de directibilidad a través del Anexo 9 en, donde el ángulo de azimuth es θ = 0º, es en donde el eje de la pala en la dirección frontal como se muestra en el Anexo 9.

De la grafica:

a. θ = 0º=-8 dB Este ángulo del Anexo 9 acá es donde la corrección es

máxima b. θ=110º=-1 dB Este ángulo (ver Anexo 9) es donde la corrección es mínima

Para los cálculos se uso el θ = 0º= -8 dB

6. Las siguientes correcciones, NC, se aplican dependiendo del numero de hélices de la siguiente manera: Para 1 hélice NC = 0 dB Para 2 hélices NC = 3 dB Este fue el tomado para el aerodeslizador IRBIS

Para 3 hélices NC = 6 dB (Para cuando se requiera hacer el cálculo para 3 o más de 4 hélices se sugiere que se interpole o extrapole según sea el caso)

7. La totalidad de presión de sonido, OSPL, puede ser calculada por la siguiente formula:

OSPL= 63 dB+4 dB +16 dB -8 dB +3 dB =78 dB

8. El nivel de percepción de ruido se calcula a través de la siguiente fórmula

Donde: ∆PNL puede ser encontrando en el Anexo 10, que es la correspondiente para 4 palas

De la grafica: +3 PNL= 78 dB + 3 dB = 81 Db

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6. CONCLUSIONES

El Factor de Actividad (Activity Factor), para los datos de entrada que se tienen esta dentro de los límites permitidos para este valor. La selección de un AF alto (por encima de 150) genera menos velocidades en la punta de pala (100 a 170 m/s) y por lo tanto menos ruido. Esto es bueno para el interés que nos ocupa. El perfil seleccionado (ARA-D 6) ofrece los valores necesarios para un buen desempeño de la hélice, como se mostró anteriormente. Este perfil pertenece a una familia de perfiles para hélices; estos forman una familia sistemática y pueden soportar mayores cargas a mayor relación Lift/Drag que las secciones convencionales. Los nuevos perfiles también tienen mayor relación de espesor / cuerda que los perfiles NACA 16 (comúnmente usados para hélices), una cuerda más pequeña y por esto los siguientes beneficios:

- Menor peso debido a secciones de pala mas pequeñas - Incremento del desempeño en la puesta en marcha del aerodeslizador - Retraso en el inicio de aleteo (flutter) - Menos molinos de viento (windmill drag) - Reducción de los niveles de ruido

El valor de empuje estático calculado es un valor por encima del valor que tiene el fabricante del aerodeslizador, es decir, que gracias al perfil seleccionado este valor ha incrementado con respecto al valor actual. La eficiencia máxima de la pala es alta, al igual que la eficiencia de propulsión; esto nos ofrece una hélice en conjunto de mejor desempeño y por esta misma razón por la relación que se da entre la eficiencia y el consumo de combustible se tendrá un menor consumo. El impacto económico será directamente relacionado a lo que se refiere la operación del aerodeslizador, específicamente en el consumo de combustible Con relación al ruido producido por la hélice se puede afirmar que va a estar dentro de unos parámetros completamente por debajo de lo estimado en los cálculos 81 dB, esto por la eficiencia sonora producida por el perfil escogido En cuanto a construcción el material de fibra de carbono es de tecnología de última generación, siendo alrededor de un 10% más costoso que otros materiales compuestos, justificándose a razón de tener la mejor de las propiedades mecánicas

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Reducción de peso comparado al Duraluminio, material generalmente usado para la construcción de hélices Es altamente tolerante al daño y no esta sujeto a fracturas por fatiga Es fácilmente reparable después de haber sufrido un daño mayor La habilidad para ajustar la dureza de la pala permite evitar ciertas frecuencias resonantes, además de reducir los momentos de control de paso En cuanto a construcción tenemos las siguientes ventajas Las palas pueden ser montadas en un paso e incorporar el alma metálica Materiales tienen una larga vida y pueden ser almacenados a temperatura ambiente Las frecuencias naturales pueden ser mejoradas por la adición o remoción de material en la sección de desarrollo sin modificaciones a las herramientas Bajo costo de herramientas y de equipo La selección de un perfil con alto coeficiente de sustentación (0,6109) permite aumentar considerablemente los valores de empuje en relación a los valores actuales Debido a las características típicas de una hélice dentro de un ducto, el cual limita las revoluciones a las que esta puede girar, se encontró que por encima de las 1850 RPM (aprox.) de la hélice, para el perfil seleccionado, esta se vuelve ineficiente, es decir el empuje estático empieza a disminuir al seguir aumentando las RPM. A pesar que estos valores aun son mayores que los valores actuales, el rango de operación se limita hasta ese punto. Con el perfil actual se logra llegar hasta 2500 RPM (máximo) y el empuje estático aun no empieza a disminuir, pero los efectos de ruido y compresibilidad no permiten la operación de la hélice hasta esas revoluciones tan altas. Tratar de operar la hélice a estas revoluciones significaría que la misma se vea afectada por efectos de compresibilidad debido a las velocidades que se generarían en la punta de la pala, disminuyendo la eficiencia considerablemente. Además, a estas altas velocidades de punta de pala el ruido que se genera no es aceptable. De las comparaciones de los perfiles ARA-D 6% y el IRBIS podemos ver:

a. Entre los dos perfiles se incremento en 0.2211 en el coeficiente de elevación (Cl) a un ángulo alpha de 0º.

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b. EL ángulo alpha del perfil IRBIS asciende únicamente hasta 8.5º mientras que el ARA-D 6% llega hasta 13º.

c. El Cl máximo del perfil IRBIS esta en su máximo ángulo alpha y es de 1.1086.

d. El Cl máximo del perfil ARA-D 6% llega a ser máximo en 1.5361 a un ángulo alpha de 12º.

e. La diferencia del coeficiente de arrastre en los máximos valores del coeficiente de elevación es de 0.0062, siendo el perfil ARA-D 6% el que menor coeficiente de arrastre genera.

f. EL perfil ARA-D 6% presenta la mejor relación de Cl max/Cd. Dato/Perfil IRBIS ARA-D 6% Cl max 1,1086 1,7 Cd 0,0521 0,0459 Clmax/Cd 21,2783109 37,037037

g. En el coeficiente de momento de pitch Cm se puede ver que son menos fuertes son los del perfil IRBIS, sin embargo esto no afecta el desempeño de la hélice si no lo que hace es aumentar las fuerzas que se generan en la pala por el efecto de acción y reacción.

alfa Cm ARA-D 6% Cm IRBIS

0 -0.1432 -0.08208.5 -0.1086 -0.037413 -0.0645 -

h. Se da la necesidad de cambiar los limites en el ángulo de paso que pasan

de ser en el IRBIS de 0º - 8.5ª a los que se dan como óptimos en el perfil ARA-D 6% que son de 0º - 13º.

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7. RECOMENDACIONES

Como se ha mostrado hay muchos factores que influyen en el desempeño de la hélice, el diámetro, el número de palas, la cuerda, el tipo de perfil, el material de construcción, etc. Es por ello que se ha mostrado la influencia de cada uno de estos factores. Dependiendo del tipo de aplicación se pueden variar estos factores con el fin de obtener el mejor desempeño y mayor eficiencia. Es necesario decir que lo mostrado en este trabajo es para el rediseño de una hélice ya construida y algunos parámetros fueron tomados de la hélice que se tomo como punto de partida Igualmente el cambio del perfil por un tipo de perfil diseñado para hélices mejora las características del mismo, haciendo la cuerda menor y por lo tanto teniendo todas las ventajas que esto conlleva, sin reducir el desempeño de la hélice. Para proveer protección a la erosión de la pala se recubre sobre toda su superficie con un elastómero de poliuretano hasta llegar a un espesor de 0.6 mm. En cuanto a los bordes de ataque es recomendable, en el caso que se necesite, poner botas antihielo. Es necesario en el caso que se utilice este trabajo como herramienta para diseñar una hélice que se tengan en cuenta las nuevas variables para los procedimientos paso a paso. Se debe tener en cuenta que existe una limitante en el numero de revoluciones que pueda tener la hélice, debido a que dependiendo de la aplicación, este rango se vera reducido. Es recomendable escoger un perfil con un alto coeficiente de sustentación pues esto se ve reflejado en un mayor empuje. Si se desea diseñar una hélice, la cual operara dentro de un ducto, se deben escoger valores de coeficiente de sustentación de diseño altos, debido a que las revoluciones a las que puede girar una hélice dentro de un ducto están limitadas (como se mostró anteriormente) y por lo tanto tendrá mejor rendimiento a bajas revoluciones de operación, y como la hélice se volverá ineficiente después de ciertas revoluciones, se debe aprovechar la mejor eficiencia que se presenta a bajas revoluciones.

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Si por el contrario la hélice no va dentro de un ducto no se tendrá la limitante de las revoluciones y por lo tanto se podrán usar perfiles con menor coeficiente de sustentación de diseño. No se tendrá la misma eficiencia a bajas velocidades, pero esta no se vera disminuida con el aumento de las RPM’s, es decir, el empuje estático no disminuye con el aumento de las revoluciones, como se puede ver en las graficas de desempeño que se mostraron anteriormente. Es necesario tener ciertos conocimientos de terminología en ingles pues existen palabras que no son traducibles correctamente al español, por lo tanto para efectos de no cometer errores de traducción y hacer que el significado que tenga una palabra cambie erróneamente se tomaron las palabras en ingles y junto a ellas entre paréntesis la traducción. Si el aerodeslizador se v a operar a otras condiciones de trabajo junto con este trabajo incluimos las tablas dinámicas de cálculos en el programa Excel del paquete de Microsoft Office. Así mismo si se quiere calcular para otro tipo de perfil, o número de palas, o cualquier otra variable que se llegue a presentar.

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BIBLIOGRAFÍA DUCTED DESIGN FAN, Millennial Year Edition 2001 Corrected November 2002 by F. Marc de Piolenc & George E. Wright Jr. Volume 1 FOREMAN, Cindy. Advanced Composites. Jeppesen, 1990. 354 p GIBSON, Ronald F. Principles of composite material mechanics: McGraw Hill, 1994. 360pp FRANK BLEIER, Fan Handbook: Selection, Application and Design, 1997 672pp, Manual del Ingeniero Mecánico, 9ª edición. Ed. Mc Graw Hill. Eugene A Avallone, Theodore Baumeister III, pag. 11-122 a 11-127 http://www.nasg.com/afdb/list-airfoil-e.phtml Airplane Aerodynamics and Performance. Design, Analysis and Research Corporation (DAR Corporation). Dr Jan Roskam, Chapter 7 DOWTY AEROSPACE PROPELLERS, Customer Training Course, 1996 Fundamentals of Aerodynamics, Third Edition, Ed. Mc Graw Hill, 2001, JOHN D. ANDERSON, JR. Introduction To Flight, Fourth Edition, Ed. Mc Graw Hill, 2000, JOHN D. ANDERSON, JR. MANUAL DEL USUARIO DEL AERODESLIZADOR IRBIS PAQUETES DE PROGRAMAS UTILIZADOS: COREL 12. ROFILI 2.18. PHOTOSHOP 8. ACTIVE GIF CREATOR 2.23. XFOIL.

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PAQUETE DE OFFICE 2003. MICROSOFT OFFICE DOCUMENT SCANNING. MICROSOFT OFFICE PICTURE MANAGER.

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ANEXOS

Anexo 1 Grafica de Coeficientes de Empuje y Potencia para empuje estático con 4 palas y AF= 160

Fuente: DARcorporation, Dr. Jan Roskam and Dr. Chuan-Tau Edward Lan. Airplane Aerodynamics and Performance, 1997. p. 650

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Anexo 2 Grafica de Coeficientes de Empuje y Potencia para empuje estático con 4 palas y AF= 200 Fuente: DARcorporation, Dr. Jan Roskam and Dr. Chuan-Tau Edward Lan. Airplane Aerodynamics and Performance, 1997. p. 684

Anexo 3 Eficiencia libre de hélice para B=4, AF =180, CLi = 0.30


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Anexo 6. Ruido parcial de campo lejano basado en la velocidad en la punta.


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Anexo 7 Ruido parcial de campo lejano basado en el numero de palas y el diámetro de la hélice

Fuente: DARcorp, Op. cit., p. 687

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Anexo 8 Absorción atmosférica y propagación esférica del sonido


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Anexo 9 Índice de directividad


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Anexo 10 Ajuste de nivel de ruido percibido para 4 hélices de 4 palas


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Anexo 11 Vista Lateral y Superior del aerodeslizador IRBIS

Fuente: www.hovercraft.ru

175

Anexo 12 Fotografía del aerodeslizador IRBIS

Fuente: www.hovercraft.ru

Anexo 13 Vistas de la pala del aerodeslizador IRBIS.

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Anexo 14 Visualización de vectores de presión en los perfiles ARA-D 6% a mayor ángulo de alfa.

Fuente Programa profili

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Anexo 15 Visualización de vectores de presión en los perfiles IRBIS a mayor ángulo de alfa.

Fuente Programa Profili

efectos de la eficiencia de una...

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