Caracterización y diseño de hélices y rotores con alta velocidad de punta

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(1)CARACTERIZACIÓN Y DISEÑO DE HÉLICES Y ROTORES CON ALTA VELOCIDAD DE PUNTA. Mark Kabierschke Colonia. UNIVERSIDAD DE LOS ANDES FACULTAD DE INGENIERÍA DEPARTAMENTO DE INGENIERÍA MECÁNICA BOGOTÁ D.C. Diciembre de 2003.

(2) CARACTERIZACIÓN Y DISEÑO DE HÉLICES Y ROTORES CON ALTA VELOCIDAD DE PUNTA. Mark Kabierschke Colonia. Trabajo de Grado presentado a la Universidad de Los Andes como requisito parcial de grado Programa de Pregrado en Ingeniería Mecánica. Asesor Ing. Álvaro Pinilla, PhD, MsC.. UNIVERSIDAD DE LOS ANDES FACULTAD DE INGENIERÍA DEPARTAMENTO DE INGENIERÍA MECÁNICA BOGOTÁ D.C. Enero de 2004.

(3) Nota de aceptación:. Asesor. Bogotá D.C., Enero 2004.

(4) IM-2003-II-21. Carta de Presentación. Bogotá, Febrero 9 de 2004. Doctor ÁLVARO PINILLA Director Departamento de Ingeniería Mecánica Universidad de Los Andes. Estimado Doctor Pinilla: Por medio de la presente me permito poner en consideración el Proyecto de Grado titulado: Caracterización y diseño de hélices y rotores con alta velocidad de punta como requisito parcial de grado del programa de Pregrado en Ingeniería Mecánica. Agradezco su amable atención y me suscribo de usted, Atentamente,. Mark Kabierschke Colonia. II.

(5) IM-2003-II-21. Agradecimientos Deseo agradecer al Ing. Álvaro Pinilla por sus valiosos aportes al desarrollo de este proyecto de grado. Al Ing. Juan Pablo Casas por su colaboración, a mis amigos por el apoyo brindado y a mi familia, amigos y allegados por creer y apoyar este proyecto de grado.. III.

(6) IM-2003-II-21. Tabla de Contenido CARTA DE PRESENTACIÓN. II. AGRADECIMIENTOS. III. TABLA DE CONTENIDO. IV. LISTA DE TABLAS. VI. LISTA DE FIGURAS. VII. LISTADO DE VARIABLES. IX. 1. INTRODUCCIÓN. 1. 2. TRABAJO PREVIO EN EL TEMA DE HÉLICES Y ROTORES DE ALTA VELOCIDAD. 2. 3. TEORÍAS EN DISEÑO DE HÉLICES Y ROTORES. 6. 3.1. Nociones básicas. 6. 3.2. Teoría de Rankine – Froude. 7. 3.3. Teoría del elemento de aspa. 9. 4. AERODINÁMICA EN VELOCIDADES TRANSÓNICAS. 11. 4.1. Transición sónica sobre el perfil – Numero Mach crítico. 11. 4.2. Divergencia en el arrastre. 14. 5. ESTRATEGIAS PARA CONTRARRESTAR EFECTOS AERODINÁMICOS. 15. 5.1. Perfil más esbelto. 15. 5.2. Angulo de flecha. 16. 5.3. Perfil Súper Crítico. 19. 6. DISEÑO DE UN PROTOTIPO DE HÉLICE PARA ALTA VELOCIDAD. 21. 6.1. Características del diseño. 21. 6.2. Selección del perfil. 21. 6.3. Diseño del aspa. 22. 6.4. Ángulo de flecha aplicado al aspa. 24. 6.5. Análisis de Esfuerzos. 26. IV.

(7) IM-2003-II-21 6.6. Denominación del diseño. 29. 6.7. Aspa modificada. 29. 6.8. Ensamble final de la hélice. 30. 7. MANUFACTURA DE LA HÉLICE. 32. 7.1. Manufactura del Aspa. 32. 7.2. Ensamble final de las hélices. 36. 7.3. Denominación de las hélices. 36. 8. EXPERIMENTACIÓN. 37. 8.1. Parámetros de medición. 37. 8.2. Montaje del experimento. 37. 8.3. Instrumentos de medición. 39. 8.4. Hélices de prueba. 40. 8.5. Ruptura. 40. 8.6. Mediciones de Caudal vs. Velocidad angular. 42. 8.7. Caracterización de eficiencia. 43. 8.8. Medición de ruido. 44. 8.9. Experimento con modificación de borde de fuga. 46. 9. CONCLUSIONES Y RECOMENDACIONES. 49. 10. BIBLIOGRAFÍA. 53. ANEXO A: PLANOS. 54. V.

(8) IM-2003-II-21. Lista de Tablas Tabla 6-1: Características de diseño .....................................................................21 Tabla 6-2: Característica perfil NASA/Langley Whitcomb......................................22 Tabla 6-3: Caracteristicas del aspa........................................................................23 Tabla 6-4: Variación de la cuarta cuerda para generar ángulo de flecha...............24 Tabla 6-5: Propiedades del ABS............................................................................26 Tabla 6-6: Cuerda para Aspa modificada ..............................................................29 Tabla 8-1: Características motor OS......................................................................38 Tabla 8-2: Caracteristicas de instrumentos de medición .......................................39 Tabla 8-3: Características de las hélices ...............................................................40 Tabla 8-4: Comparación de ruptura .......................................................................41 Tabla 8-5: Medición de eficiencia...........................................................................43 Tabla 8-6: Frecuencias medidas a 10000 RPM .....................................................44 Tabla 8-7: Intensidad de ruido a distintas velocidades ..........................................44 Tabla 8-8: Rango de intensidad de ruido ...............................................................46 Tabla 8-9: Mediciones de ruido con aspa modificada ............................................47. VI.

(9) IM-2003-II-21. Lista de Figuras Figura 2-1: Hélice de alta velocidad para el X-88 ....................................................2 Figura 2-2: Hélice Hamilton en forma scimitar utilizada en el ATR-42 .....................4 Figura 3-1: Pasos en una hélice ..............................................................................7 Figura 3-2: Disco actuador.......................................................................................7 Figura 3-3: Elemento de aspa..................................................................................9 Figura 4-1: Numero Mach Crítico, burbuja supersónica.........................................12 Figura 4-2: Estimación grafica del Mcr....................................................................13 Figura 4-3: Divergencia en el arrastre. CD vs. M∞ ..................................................14 Figura 5-1: Diferencia de Mcr .................................................................................15 Figura 5-2: Efectos del Ángulo de Flecha ..............................................................17 Figura 5-3: Coeficiente de arrastre vs. Mach .........................................................18 Figura 5-4: Perfil Súper Critico Withcomb..............................................................19 Figura 5-5: Curva de arrastre de un perfil Súper crítico .........................................20 Figura 6-1: Perfil NASA/Langley Whitcomb integral supercritical...........................22 Figura 6-2: Diagrama distribución de cuerda .........................................................23 Figura 6-3: Diagrama de Aspa con ángulo de flecha significativo de 60° ..............25 Figura 6-4: Isométrico del Aspa para alta velocidad ..............................................26 Figura 6-5: Enmallado del Aspa.............................................................................27 Figura 6-6: Esfuerzos principales Von Misses a sotavento....................................27 Figura 6-7: Esfuerzos Von Misses Barlovento .......................................................28 Figura 6-8: Esfuerzos Von Misses borde de ataque ..............................................28 Figura 6-9: Aspa modificada ..................................................................................30 Figura 6-10 Ensamble y Explosión de la hélice .....................................................31 Figura 7-1: Molde y aspa de resina epóxica ..........................................................32 Figura 7-2: Maquina Stratasys ...............................................................................33 Figura 7-3: Aspas terminadas ................................................................................34 Figura 7-4: Aspa terminada ...................................................................................34 Figura 7-5: Corte transversal del Aspa ..................................................................35 VII.

(10) IM-2003-II-21 Figura 7-6: ensamble final de la hélice de Alta velocidad ......................................36 Figura 8-1: Motor OS 61 ........................................................................................38 Figura 8-2: Montaje del experimento .....................................................................39 Figura 8-3: Instrumentos de medición....................................................................39 Figura 8-4: Hélices de prueba................................................................................40 Figura 8-5: Comparación de ruptura ......................................................................42 Figura 8-6: Curvas de caudal para las hélices .......................................................42 Figura 8-7: Intensidad de ruido ..............................................................................45 Figura 8-8: Comparación modificación de aspas ...................................................47 Figura 8-9: Grafica de comparación de ruido.........................................................48. VIII.

(11) IM-2003-II-21 Listado de variables. A continuación un listado de variables utilizado en este proyecto: V∞. Velocidad libre del fluido.. r. Densidad del fluido. A. Área. M∞. Numero Mach del flujo libre. MA. Numero Mach sobre el perfil. Cp. Coeficiente de presión. Cpcr. Coeficiente de presión critico. γ. Coeficiente isentrópico. CL. Coeficiente de sustentación. B. Número de Aspas. c. Cuerda del perfil. r. Radio. D. Diámetro. HP. Horse Power Caballos de fuerza. IX.

(12) 1. Introducción. El uso de las hélices como mecanismo de propulsión, impulso en gran medida el desarrollo mundial. Sin ser una manera eficiente de trasmitir o extraer potencia de un fluido, las hélices y los rotores han logrado “sobrevivir” por mas de 140 años sin muchas modificaciones y utilizando la teoría desarrollada en esa época para crear la primera hélice para barcos. Las hélices fueron en la primera mitad del siglo XX de primordial importancia para el desarrollo de la aviación. En 1903 los hermanos Wright utilizaron una hélice para poder mantener un nivel de vuelo constante, y aunque no tenían mucha información sobre como diseñar e implementar una hélice, fueron los pioneros en el vuelo a motor. La aviación en las dos guerras mundiales logro un salto impresionante con la creación de aviones más grandes, más rápidos que volaban más alto. Las hélices hicieron parte de este proceso hasta que alcanzaron su límite aerodinámico. Justo cuando se comenzaron a estudiar los efectos de la aerodinámica de alta velocidad en las hélices, entro en uso el motor a reacción y esto hizo a un lado la investigación en el campo de las hélices de alta velocidad. Hoy en día surgen nuevas aplicaciones en las que es necesario utilizar hélices o rotores y lo mas importante es poder entender su comportamiento a altas velocidades para poder ser implementadas. Hélices de alta velocidad pueden llegara ser bastante eficientes y en el caso de aeronaves disminuir el consumo de combustible con respecto a los motores de reacción. En aerogeneradores, rotores de alta velocidad podrían lograr generación de energía eléctrica sin el uso de cajas mecánicas. La idea de este proyecto de grado es poder entender y caracterizar los efectos aerodinámicos que suceden en una hélice o un rotor que gira a gran velocidad..

(13) IM-2003-II-21. 2. Trabajo previo en el tema de hélices y rotores de alta velocidad. El desarrollo de hélices de alta velocidad comenzó a ser tangible durante la segunda guerra mundial, cuando la necesidad por aviones mas veloces obligo a los diseñadores a encontrar la forma de impulsar los aviones a velocidades por encima de los 500 km/h. Los aviones caza alemanes como el Messerschmitt 109, el estadounidense PD-51 Mustang o el ingles Supermarine Spitfire V, lograron superar la barrera de los 500. km. /h utilizando motores grandes e implementando. diseños de hélice apropiados, sin embargo estas hélices estaban alcanzando sus limites aerodinámicos ya que aunque el avión no superaba la barrera del sonido, la hélice en sus puntas lograba esta velocidad fácilmente. En la punta del aspa se forma una “burbuja” de flujo supersónico que va acompañada de una onda que no solo reduce la eficiencia de la hélice drásticamente sino también genera excesivos esfuerzos que pueden llegar a destruir una hélice completamente.. Figura 2-1: Hélice de alta velocidad para el X-88. 2.

(14) IM-2003-II-21 Concientes de este problema la NACA (hoy en día NASA) implemento su programa de hélices de alta velocidad o High-Speed Propeller Program de su nombre en ingles. Los experimentos buscaban obtener información precisa sobre el funcionamiento de hélices a alta velocidad. Con algo de entendimiento del problema, los ingenieros de la NACA utilizaron una familia de hélices implementando las características esperadas para favorecer el funcionamiento a altas velocidades. Para este programa se utilizaron túneles de viento de hasta 500 millas por hora en los cuales se pudieron desarrollar hasta 1945 velocidades de hasta Mach 1.04. Los programas de la NACA para el desarrollo de hélices de alta velocidad perdieron fuerza con el rápido desarrollo del motor a reacción. En 1949 el programa fue abandonado. Posteriormente se desarrollaron hélices para cumplir con los requerimientos de la nueva generación de motores turbohélice, los cuales no iban a ser exigidos a altas velocidades. Todo el desarrollo se enfoco en poder minimizar el ruido generado por las aspas, ya que los gobiernos comenzaron a regular los niveles máximos de ruido en los aeropuertos. A lo largo de los últimos veinte años la Unión Europea ha venido implementando una serie de programas todos destinados a investigar como se genera el ruido en aspas. Todos estos estudios han contribuido al entendimiento del fenómeno aeroacustico, se han desarrollado métodos para. 3.

(15) IM-2003-II-21 SNAAP: Estudio de ruido y aerodinámica de hélices avanzadas, contratista principal AELENIA Aerospazio en compañía de empresas europeas. Se instrumentaron un par de hélices y se probaron en túneles de viento bajo dos condiciones de vuelo, en el despeje y en vuelo crucero. Las hélices estaban diseñadas para ser operadas a velocidades transonicas hasta Mach 1.1. Se desarrollaron códigos de computador para predecir el comportamiento de aspas en alta velocidad. En los últimos años se han venido desarrollando hélices para operar a mas alta velocidad de lo normal, aviones de pasajeros de tipo regional están implementando este tipo de hélices, aviones como el ATR-72 utiliza hélices de Hamilton-Standard que tiene una forma especialmente diseñada para aumentar el rendimiento en alto numero de vueltas. La forma curvada se llama Scimitar y es ampliamente usada en aeromodelos. Aviones de transporte de nueva generación como el nuevo Airbus A400M tendrá aspas con diseños apropiados para aumentar el rendimiento con altas velocidades.. Figura 2-2: Hélice Hamilton en forma scimitar utilizada en el ATR-42. En el campo de la energía eólica se quieren implementar rotores capaces de girar a un alto número de vueltas para poder eliminar una caja mecánica. Una gran preocupación fue siempre la generación de ruido en las granjas eólicas, sin. 4.

(16) IM-2003-II-21 embargo se ha podido establecer que el ruido generado actualmente no es significativo y que el entorno de las granjas eólicas lo pueden absorber. Se espera que el desarrollo de este tipo de rotores se de en el futuro cercano. El trabajo previo realizado en aspas de alta velocidad no es muy detallado y podría decirse que no se ha implementado en su total capacidad.. 5.

(17) IM-2003-II-21 3. Teorías en diseño de hélices y rotores La idea general de este proyecto de grado es presentar un diseño apropiado para una hélice de alta velocidad, es por eso que utilizar las teorías de diseño en hélices se hace imperativo. Este capítulo pretende ilustrar de una manera breve las dos teorías que se utilizan para el diseño de hélices y rotores. Para ambos casos se aplican las mismas teorías ya sea para generar movimiento en el caso de una hélice tractora o para generar energía en el caso de rotores en molinos. Las dos teorías fueron desarrolladas hace bastante tiempo y fueron utilizadas con gran éxito hasta la segunda guerra mundial, a pesar que no son las más recientes si brindan un alto grado de exactitud y son adecuadas para el tipo de diseño que se hará en este proyecto de grado. Existen métodos computacionales como el de Linea de sustentación. o el. método de áreas que requieren el uso de. computadores y no proveen un grado significativo de exactitud para el uso en este proyecto de grado. 3.1. Nociones básicas Las hélices se componen generalmente de un cubo al que van acopladas las aspas. Estas al interactuar con el fluido generan mediante sustentación una fuerza tractora que hace que la hélice se mueva en el fluido en alguna dirección. En el caso de las hélices se requiere de un par de torsión en el cubo que haga girar las hélices, en el caso de molinos se puede generar un par de torsión a partir de la interacción de los rotores con el fluido. Al girar la punta de las aspas sigue una trayectoria helicoidal y lo que avanza en una revolución se le conoce como paso efectivo. Si el giro de una hélice tuviera lugar en un medio rígido (gelatina en una buena aproximación), la hélice avanzaría un paso geométrico y la línea de sustentación nula del perfil seguiría la trayectoria del paso aerodinámico. La figura 3-1 ilustra los distintos tipos de pasos.. 6.

(18) IM-2003-II-21. Figura 3-1: Pasos en una hélice. 3.2. Teoría de Rankine – Froude La teoría de Rankine – Froude, o del disco actuador como también se le conoce, da la capacidad de calcular la potencia y por ende la eficiencia lograda por un disco teórico de aspas infinitas en un medio incompresible mediante el cambio de momento del aire que pasa por el disco.. Figura 3-2: Disco actuador.. 7.

(19) IM-2003-II-21 Según la figura 3-2 la velocidad antes del disco en V y después de pasar por el disco es V+∆V de donde podemos determinar el cambio de momento aplicado al fluido en el tiempo es al fluido es: *. M. =. ρA∆x(V + ∆V ) − ρA∆xV ∆t. 8. = ρA. ∆x ∆V ∆t. [ec 3-1].

(20) IM-2003-II-21. Esta teoría nos brinda lo que pueden ser los límites de la propulsión por medio de hélices, cabe notar que si ∆V tiende a cero, es decir el cambio en velocidad es nulo, la eficiencia tiende a uno. Y si la velocidad tiende a cero, la eficiencia tiende a cero. 3.3. Teoría del elemento de aspa Esta teoría ilustra como un elemento diferencial de aspa aporta empuje a la hélice. Cada elemento es tratado por separado como un diagrama de cuerpo libre.. Figura 3-3: Elemento de aspa. Cada elemento tiene una envergadura dr y cuerda c y se encuentran bajo la influencia de la fuerza de sustentación generada y de la fuerza de arrastre que se opone al movimiento. Componentes de estas fuerzas van a contribuir. 9.

(21) IM-2003-II-21 respectivamente al empuje generado y al torque necesario para vencer las componentes. Cada elemento de aspa contribuye a las fuerzas de empuje y al torque a vencer, si se suman estas fuerzas es posible conocer el empuje total y el torque total necesario para mover la hélice. Si se optimiza la selección de un perfil con alta relación de sustentación contra arrastre es posible mejorar la eficiencia general de la hélice al hacer que el arrastre inducido sea mínimo. Utilizando un manejo matemático apropiado, es posible manipular las ecuaciones para obtener ecuaciones de diseño. Ya que solo se ilustrara el método de una manera breve, no se hará la deducción matemática que puede ser consultada bajo las referencias 2 y 3. Bc 1 = sin ϕ 0 tan ε 8πr C l −opt .. tan ε =. 1 −η ωr u ∞ η + u ∞ ωr. [ec 3-6]. [ec. 3-7]. La ecuación 3-6 relaciona el tamaño de la cuerda para una determinada posición radial, tiene en cuenta el numero de aspas B y el coeficiente de sustentación optimo Cl-opt para el perfil seleccionado, al igual que el ángulo φ0 que relaciona la posición radial con la velocidad en esa posición para dar un aproximado del ángulo de incidencia de la velocidad del fluido. La ecuación 3-7 que a su vez es parte de la 3-6 relaciona la eficiencia con la velocidad en la posición radial, todas pueden ser relacionadas con la relación de velocidad de punta del Aspa. La ecuación 3-6 da la capacidad de diseñar el aspa que va a ser utilizada bajo la condición específica del diseño. 10.

(22) IM-2003-II-21 4. Aerodinámica en velocidades transónicas Una vez discutida la teoría básica para el diseño de hélices, es necesario entender el fenómeno aerodinámico al que se enfrentaran las hélices de alta velocidad una vez entran a la región transónica. La idea de este capitulo es ilustrar cuales son los efectos aerodinámicos y cuales son las soluciones planteadas para contrarrestar ese efecto. Primeros investigadores en aerodinámica en los años 30 encontraron que entre mas se acercaban a la velocidad del sonido, mayor era el aumento en el arrastre de los perfiles aerodinámicos, de ahí nace la expresión “barrera del sonido”. Hoy en día sabemos que tal “barrera” no existe y que es posible volar mas rápido que el sonido, sin embargo el costo es alto, ya que el aumento en arrastre debe ser contrarestado con potencia. Aviones que vuelan a velocidades transónicas utilizan ciertas modificaciones que hacen que su vuelo a estas velocidades sea mucho mas eficiente, de igual forma se quiere encontrar que tanto pueden ayudar estas modificaciones a mejorar las características de hélices girando a altas velocidades. 4.1. Transición sónica sobre el perfil – Numero Mach crítico Es posible identificar tres tipos de flujo sobre un perfil a medida que va aumentando la velocidad libre del flujo. El primer es flujo incompresible que se presenta entre 0 < M∞ < 0.3, en este régimen el fluido es casi ideal y los factores de compresibilidad y cambios en temperatura y densidad son despreciables. La segunda región comprende 0.3 < M∞ < 0.8 donde la compresibilidad y los cambios en densidad deben ser tenidos en cuenta. Y por ultimo la región transónica 0.8 < M∞ < 1.2 donde el flujo es no-lineal y donde la teoría aerodinámica es bastante compleja. Para contrarrestar la perdida de eficiencia sobre un perfil debido al aumento de la velocidad del flujo es necesario entender el fenómeno que sucede sobre el perfil.. 11.

(23) IM-2003-II-21 En un aspa que gira a gran velocidad se encontraran los mismos fenómenos, el mas significativo es la generación de una burbuja supersónica en la parte superior e inferior del perfil, esta burbuja se genera mucho antes de que el flujo libre alcance M∞ =1 y se debe básicamente a que el fluido debe aumentar su velocidad para pasar alrededor del perfil.. Figura 4-1: Numero Mach Crítico, burbuja supersónica. ©Anderson, Fundamentals of Aerodynamics. P. 604. Como muestra la figura 4-1, a distintos números Mach de flujo, el numero Mach sobre el perfil es mayor y aumenta hasta alcanzar MA=1 cuando el flujo todavía se encuentra en M∞ =0.61, este numero mach se denomina Numero Mach critico y es donde comienza a generarse esa burbuja supersónica sobre el perfil. Cada perfil tiene un numero Mach crítico distinto y establecerlo es algo difícil, pero necesario para evitar la perdida en eficiencia.. 12.

(24) IM-2003-II-21 Calcular el numero Mach critico requiere conocer el menor coeficiente de presión (Cp) a lo largo de la superficie del perfil, el cual se corregirá utilizando ecuaciones desarrolladas para esto1, la mas sencilla:. Cp =. C p0 1 − M ∞2. eq. 11-51 referencia 1.. [eq. 4.1]. Esta ecuación proporciona el valor de Cp mínimo para el perfil. De igual forma es necesaria una ecuación que relacione el numero Mach critico con Cp. C p ,cr. 2 = γM cr2.  1 + [(γ − 1) / 2]M 2 cr  γ + − 1 ( 1 ) / 2 .    . γ /( γ −1).  − 1 eq. 11-60 referencia1. [eq. 4.2] . Utilizando estas dos ecuaciones es posible establecer gráficamente el Valor de Mcr para cualquier perfil del cual se conozca el valor mínimo de Cp.. Figura 4-2: Estimación grafica del Mcr ©Anderson, Fundamentals of Aerodynamics.. La grafica muestra las curvas características, una del flujo que determina el Cp para cualquier número Mach crítico, y la otra característica del perfil. La intersección de las dos da el valor del Mach crítico. Cabe indicar que pueden existir un sin numero de Mach críticos dependiendo del ángulo de ataque del. 1. Es posible utilizar correcciones mas desarrolladas como la Karman-Tsien o la regla de Laitone. Ref. 1. 13.

(25) IM-2003-II-21 Perfil. Un desarrollo mas detallado de estas ecuaciones esta disponible en el capitulo 11 de la referencia 1. 4.2. Divergencia en el arrastre Se ilustro anteriormente la formación de una burbuja supersónica sobre un perfil a partir del número Mach crítico. Esta burbuja, a ella asociada su onda de choque, comienza a generar un aumento significativo en el arrastre. Este aumento comienza a partir del número critico Mach y se hace mas evidente cuando se sobrepasa el Número Mach de divergencia del arrastre.. Figura 4-3: Divergencia en el arrastre. CD vs. M∞ ©Anderson, Fundamentals of Aerodynamics.. La figura 4-3 muestra como en números Mach inferiores al Mach critico se mantiene el coeficiente de arrastre constante, cuando se pasa Mcr el coeficiente de arrastre comienza a aumentar, y a partir del Mach de divergencia el valor del arrastre aumenta de forma dramática, llegando a tomar valores 10 veces mayores al inicial, alcanzando su máximo en M∞ =1 la “Barrera del sonido”.. 14.

(26) IM-2003-II-21. 5. Estrategias para contrarrestar efectos aerodinámicos Sin factores nombrados en el capitulo anterior hicieron el desarrollo de hélices de alta velocidad algo difíciles. Similares condiciones encontraron los diseñadores de aeronaves en los años 30, cuando buscaban más velocidad para sus aviones. Para ayudar a sus naves a lograr más eficiencia, encontraron métodos para contrarrestar el aumento del arrastre. Este capitulo describirá algunos de esos métodos, para poder ser implementados en el diseño de hélices y se espera el mismo efecto. 5.1. Perfil más esbelto Como se ilustro en la sección 4.1. el número Mach crítico se establece con la intersección de dos curvas, una describe el comportamiento del CP debido al flujo y al fluido y otra representa el CP a lo largo del perfil. Para lograr un aumento significativo en el número Mach crítico es necesario modificar el CP mínimo del perfil. Esto se logra al utilizar un perfil más esbelto, donde el flujo que pasa sobre el perfil no necesite aumentar demasiado su velocidad.. Figura 5-1: Diferencia de Mcr. La figura 5-1 muestra la diferencia en Mcr entre un perfil grueso y uno esbelto.. 15.

(27) IM-2003-II-21. 5.2. Angulo de flecha El concepto del ala con ángulo de flecha, fue concebido por separado por dos científicos, el ingeniero alemán Adolf Busemann en 1935 y por el Norteamericano R.T. Jones en 1945. Hoy en día vemos el concepto de ángulo de flecha en aviones a reacción modernos que sobrepasan Mach 0.8 como el Boeing 747 que tiene un ángulo de flecha de 37°, a comparación de aviones turbo-hélice más pequeños que tienen ala recta. El concepto básico tras el ángulo de flecha es nuevamente aumentar Mcr, esto se logra al hacer que el flujo pase de forma perpendicular sobre el ala. Como el camino perpendicular es mas largo, el flujo debe recorrer mas distancia sobre el ala, hace que el perfil sea mas esbelto con relación a la longitud del mismo. Alas con ángulo de flecha hacen que la relación entre el ancho y la cuerda sea mucho menor, a esta relación se le conoce como relación de esbeltez. La figura 5-2 muestra la diferencia entre dos alas a) ala recta sin ángulo de flecha y una relación de esbeltez de 0.15 y b) ala con ángulo de flecha de 45° con el mismo perfil pero una relación de esbeltez de 0.106. El flujo que paso sobre el ala con ángulo de flecha tiene para este caso un recorrido 41% mas largo ya que su recorrido es diagonal en 45° a la cuerda original del perfil. Como muestra la figura 5-1 es posible aumentar el Mcr con un perfil más esbelto, el ala con ángulo de flecha logra esto al hacer el recorrido sobre el ala mas largo, sin necesidad de hacer mas delgado el perfil. La figura 5-3 muestra cuatro curvas distintas para cuatro alas con diferentes ángulos de flecha. La figura muestra como entre mayor sea el ángulo de flecha, menor es el aumento en el coeficiente de arrastre del ala.. 16.

(28) IM-2003-II-21. Figura 5-2: Efectos del Ángulo de Flecha ©Anderson, Fundamentals of Aerodynamics.. 17.

(29) IM-2003-II-21. Figura 5-3: Coeficiente de arrastre vs. Mach ©Dubs Hochgeschw. Aerodynamik P.56. Alas con ángulo de flecha son bastante populares, al modificar el Mcr aumentan la eficiencia misma del ala. Saber a ciencia cierta en cuanto aumenta el valor de Mcr es difícil, sin embargo existe una formula empírica que puede dar una idea aproximada del nuevo valor de Mcr:. M critϕ =. 18. M critϕ =0 cos ϕ.

(30) IM-2003-II-21 5.3. Perfil Súper Crítico Otra estrategia valida para mejorar el desempeño de alas que vuelan a gran velocidad es desarrollar perfiles adecuados para operar a esas velocidades. Son llamados perfiles Súper críticos y fueron desarrollados en 1965 por Richard Whitcomb. Estos perfiles son utilizados actualmente en aviones comerciales como el Boeing 767 que generalmente alcanza velocidades de crucero de Mach 0.80 con un muy buen desempeño aerodinámico. El perfil Súper crítico como lo muestra la figura 5-4 tiene una superficie relativamente plana en la parte superior, con poca combadura. El aspecto del perfil no modifica el valor de Mcr pero si modifica el valor del número Mach de divergencia del arrastre.. Figura 5-4: Perfil Súper Critico Withcomb. Si nos referimos a la figura 4-3 divergencia del arrastre existe una región de la curva entre los puntos c y d donde una vez sobrepasado el número mach critico el aumento en el arrastre no es tan drástico como después del punto marcado como e. La superficie plana del perfil súper crítico hace que la formación de la burbuja supersónica no sea tan drástica y los valores Mach en ella sean relativamente bajos, haciendo que la onda de choque supersónica sea relativamente débil comparada a la de un perfil normal. El perfil súper critico al no tener combadura en el 70% inicial de su cuerda tiene valore bajos de sustentación, el ultimo 30% posee combadura para intentar compensar la deficiencia en sustentación.. 19.

(31) IM-2003-II-21 Experimentos entre perfiles convencionales y perfiles súper críticos han demostrado curvas más estables de Coeficiente de arrastre una vez sobrepasado el valor de Mcr y una vez alcanzan el valor de Mach de divergencia, el arrastre en el perfil aumenta notoriamente.. Figura 5-5: Curva de arrastre de un perfil Súper crítico. En las últimas páginas se ha hecho un breve recuento de los métodos existentes para modificar los efectos aerodinámicos. que suceden en el vuelo a gran. velocidad. Incorporar estos métodos en el diseño de hélices de alta velocidad se hace necesario para comprobar si mejoran su eficiencia.. 20.

(32) IM-2003-II-21 6. Diseño de un prototipo de hélice para alta velocidad Una vez estudiados los distintos métodos para contrarrestar los efectos aerodinámicos de alta velocidad, se pretenden incorporar al diseño de una hélice para alta velocidad. El diseño se llevara a cabo utilizando las ecuaciones descritas en el capitulo 3. Se pretende que el diseño de la hélice alcance una velocidad Mach en la punta cercana al régimen de Mcr para poder identificar si los efectos aerodinámicos inciden en esta hélice en la misma forma en que lo hacen en una hélice convencional. Para el diseño se tendrán en cuenta los siguientes factores: Se buscara lograr un numero Mach cercano a 0.75 en la punta. Se implementara el método de ángulo de flecha para modificar las características aerodinámicas del perfil. Se utilizara un perfil Súper crítico para mitigar el arrastre generado debido a ondas de choque supersónicas. 6.1. Características del diseño Los siguientes son los parámetros básicos a seguir en el diseño de la hélice Numero de aspas Diámetro del equipo Vel Infinito del aire Lamda de diseño l Vel Angular Helice Vel Angular Helice Vel Tang en la Punta Numero Mach en la Punta. 21. 2 0,350 m 15, m/s 15,88 13000 RPM 1361,36 rad/sec 238,24 m/s 0,69.

(33) IM-2003-II-21 El perfil es el NASA/Langley Whitcomb integral supercritical Perfil Nasa Withcom 0,2 0,15 0,1 0,05 0 -0,050,00. Sup 0,20. 0,40. 0,60. 0,80. 1,00. Inf. -0,1 -0,15 -0,2. Figura 6-1: Perfil NASA/Langley Whitcomb integral supercritical. El perfil tiene las siguientes características relevantes para el diseño: Cl-opt Ángulo optimo Maxima combadura Grosor maximo Mcr Mdiv-arr. 0.15 α= 3° 0.0238 0.109% de c 0.67 0.78. Tabla 6-2: Característica perfil NASA/Langley Whitcomb. Según las características del diseño, se espera que en la punta se alcance un número Mach de 0.69, ligeramente superior al Mcr del perfil, es de esperarse que este pueda contrarrestar los efectos aerodinámicos una vez superado Mach 0.67 6.3. Diseño del aspa El aspa se diseñara utilizando las ecuaciones de diseño. Bc 1 = sin ϕ 0 tan ε 8πr C l −opt .. 22. [ec 3-6].

(34) IM-2003-II-21. tan ε =. 1 −η ωr u ∞ η + u ∞ ωr. [ec. 3-7]. El diseño preliminar del aspa se hará para las características especificadas en diez intervalos a lo largo del aspa, inicialmente no se tendrá en cuenta la corrección de ángulo de flecha. Para el aspa se tienen los siguientes valores: Pos. Radial. r/R. Cuerda. Angulo de ataque Beta. Mach. 0, mm. 0%. 0, mm. 87,0°. 0,00. 17,5 mm. 10%. 89,22 mm. 34,86°. 0,07. 35, mm. 20%. 69,89 mm. 18,24°. 0,14. 52,5 mm. 30%. 51,51 mm. 11,53°. 0,21. 70, mm. 40%. 40,08 mm. 8,0°. 0,28. 87,5 mm. 50%. 32,62 mm. 5,84°. 0,35. 105, mm. 60%. 27,45 mm. 4,38°. 0,41. 122,5 mm. 70%. 23,66 mm. 3,34°. 0,48. 140, mm. 80%. 20,78 mm. 2,55°. 0,55. 157,5 mm. 90%. 18,52 mm. 1,94°. 0,62. 175, mm. 100%. 16,7 mm. 1,44°. 0,69. Tabla 6-3: Caracteristicas del aspa Diseño Aspa 0,17. C/4. 0,12. Fuga Ataque. 0,07. 0,02. 0,0 m. 0,02 m. 0,04 m. 0,06 m. 0,08 m. 0,1 m. 0,12 m. 0,14 m. -0,03. Pos Radial -0,08. Figura 6-2: Diagrama distribución de cuerda. 23. 0,16 m.

(35) IM-2003-II-21 6.4. Ángulo de flecha aplicado al aspa Por ultimo se aplicara la característica más relevante al aspa de alta velocidad, ángulo de flecha, que buscara los mismos efectos que produce el ángulo de flecha en alas de aviones de alta velocidad subsónica. Para escoger el ángulo de flecha se asigno un valor máximo de 60° para la punta del aspa y a cada intervalo se le calculo un ángulo correspondiente dependiendo del numero Mach al cual van a estar sometidos. Una vez asignado cada ángulo, se calculo mediante el seno la variación de ese intervalo con respecto al eje de cuarta cuerda denominado c/4 offset. De esta forma se obtiene una variación que da lugar a un aspa con ángulo de flecha.. Pos. Radial. r/R. Cuerda. Mach. 0, mm. 0%. 0, mm. 0,00. 17,5 mm. 10%. 89,22 mm. 0,07. 35, mm. 20%. 69,89 mm. 0,14. 52,5 mm. 30%. 51,51 mm. 0,21. 70, mm. 40%. 40,08 mm. 0,28. 87,5 mm. 50%. 32,62 mm. 0,35. 105, mm. 60%. 27,45 mm. 0,41. 122,5 mm. 70%. 23,66 mm. 0,48. 140, mm. 80%. 20,78 mm. 0,55. 157,5 mm. 90%. 18,52 mm. 0,62. 175, mm. 100%. 16,7 mm. 0,69. Angulo Flecha C/4 offset 0, mm 0° 1,83 mm 6° 7,28 mm 12° 16,22 mm 18° 28,47 mm 24° 43,75 mm 30° 61,72 mm 36° 81,97 mm 42° 104,04 mm 48° 127,42 mm 54° 151,55 mm 60°. Tabla 6-4: Variación de la cuarta cuerda para generar ángulo de flecha. 24.

(36) IM-2003-II-21. Diseño Aspa. 0,17 C/4 Fuga Ataque. 0,12. 0,07. 0,02. 0,0 m. 0,02 m. 0,04 m. 0,06 m. 0,08 m. 0,1 m. 0,12 m. 0,14 m. 0,16 m. -0,03. -0,08 Pos Radial. Figura 6-3: Diagrama de Aspa con ángulo de flecha significativo de 60°. Con los parámetros establecidos se procede a realizar el diseño de la hélice apoyado en un paquete de diseño asistido por computador, para este caso Solid Edge. Basándose en lo calculado para el diseño, es posible incorporar de una manera muy exacta los parámetros al aspa diseñada.. 25.

(37) IM-2003-II-21. Figura 6-4: Isométrico del Aspa para alta velocidad. 6.5. Análisis de Esfuerzos Debido a que el aspa va a ser utilizada a un alto régimen de vueltas y va a estar sometida a altas cargas, se hace necesario un análisis de esfuerzos. Para esto se utiliza un paquete de análisis por elementos finitos Ansys. Donde se analiza la operación del Aspa bajo una carga máxima. La fabricación del Aspa se hará en plástico ABS (Acrylonitrilo-Butadieno-Estireno). Para este análisis se utilizan los datos suministrados por el fabricante de la maquina que utiliza el material para modelar. El ABS se toma como isotrópico. ABS Propiedades típicas Densidad. 1040 kg/cm3. Resistencia a la tensión. 37921 kPa. Modulo de elasticidad. 2300 MPa. Tabla 6-5: Propiedades del ABS. Para simular un posible aumento inesperado en las revoluciones se analizo la carga esperada para 15000 RPM que es un 15% más que la velocidad de diseño.. 26.

(38) IM-2003-II-21 El calculo por elementos finitos se logra enmallando la geometría del aspa. En cada nodo de la malla el programa calcula el nivel de esfuerzos y la deformación. 1. ELEMENTS. JAN 21 2004 16:09:38. Y X. Z. Figura 6-5: Enmallado del Aspa. El aspa girando a 15000RPM experimenta un nivel de esfuerzos von Misses que ilustra la figura 6-6 en la superficie a sotavento. 1. NODAL SOLUTION STEP=1 SUB =1 TIME=1 SEQV (AVG) DMX =.037905 SMN =12.337 SMX =.385E+08. JAN 21 2004 17:05:50. MN. MX. Y X 12.337. Z. 428E+07. .856E+07. 128E+08. .171E+08. 214E+08. .257E+08. 300E+08. .343E+08. Figura 6-6: Esfuerzos principales Von Misses a sotavento. 27. 385E+08.

(39) IM-2003-II-21 Ansys muestra un esfuerzo máximo de aproximadamente 35 MPa en la posición radial 56%. Este valor se acerca al valor máximo y debe ser analizado de forma adecuada para evitar cualquier tipo de ruptura. Las figuras 6-7 y 6-8 muestran los niveles de esfuerzo desde otro ángulo. 1. NODAL SOLUTION. JAN 21 2004 17:06:17. STEP=1 SUB =1 TIME=1 SEQV (AVG) DMX =.037905 SMN =12.337 SMX =.385E+08. MX. X. Z MN. Y 12.337. .856E+07. .171E+08. .257E+08. .343E+08. Figura 6-7: Esfuerzos Von Misses Barlovento 1. NODAL SOLUTION. JAN 21 2004 17:07:37. STEP=1 SUB =1 TIME=1 SEQV (AVG) DMX =.037905 SMN =12.337 SMX =.385E+08. MN MX. X Z. 12.337. Y. .428E+07. .856E+07. .128E+08. .171E+08. .214E+08. .257E+08. .300E+08. .343E+08. Figura 6-8: Esfuerzos Von Misses borde de ataque. 28. .385E+08.

(40) IM-2003-II-21 En las dos figuras anteriores es de notar que el esfuerzo máximo registrado no excede los 21 MPa. Según el tipo de material que se utilice en la manufactura del aspa es necesario analizar más detenidamente este nivel de esfuerzos con el fin de mejorar el diseño. 6.6. Denominación del diseño Una vez diseñada el aspa para operar a altas velocidades, se denominara en lo que resta de este proyecto de grado como MK-HSB 175. 6.7. Aspa modificada Debido a que el nivel de esfuerzos sobre el Aspa se acerca al valor de resistencia a la tensión del material y previniendo que el material a ser utilizado en la manufactura puede ser distinto al estudiado en el análisis, se decide modificar el valor de la cuerda en ciertos sectores del aspa para ayudar a contrarrestar los efectos de los esfuerzos máximos. Pos. Aumento % r/R Cuerda Modificada Cuerda Original Mach Radial de cuerda 0, mm 0% 0% 0, mm 0, mm 0 17,5 mm 10% 0% 89,22 mm 89,22 mm 0,07 35, mm 20% 10% 76,88 mm 69,89 mm 0,14 52,5 mm 30% 20% 61,81 mm 51,51 mm 0,21 70, mm 40% 30% 52,1 mm 40,08 mm 0,28 87,5 mm 50% 40% 45,67 mm 32,62 mm 0,35 105, mm 60% 30% 35,68 mm 27,45 mm 0,41 122,5 mm 70% 20% 28,39 mm 23,66 mm 0,48 140, mm 80% 0% 20,78 mm 20,78 mm 0,55 157,5 mm 90% 0% 18,52 mm 18,52 mm 0,62 175, mm 100% 0% 16,7 mm 16,7 mm 0,69 Tabla 6-6: Cuerda para Aspa modificada. Con un aumento del 40% de cuerda en el perfil mas afectado por el valor de los esfuerzos se espera poder aumentar su resistencia a la ruptura. La tabla 6-7 ilustra los efectos del aumento en cuerda y los nuevos esfuerzos esperados para el aspa.. 29.

(41) IM-2003-II-21 Pos. Radial. Aumento % en cuerda. Aumento % de Área. Nivel de Esfuerzos esperado. 40%. 30%. 49%. 15,30 MPa. 50%. 40%. 51. 17.85 MPa. El aspa modificada disminuye hasta en un 50% el nivel de esfuerzos generados sobre la superficie de sotavento del aspa. Sin embargo se debe tener en cuenta que este nivel se produce a una velocidad angular constante de 15000 RPM y no toma en cuenta los esfuerzos generados debido a aceleraciones angulares abruptas.. Figura 6-9: Aspa modificada. Para el resto de este documento esta Aspa se denominara MK-HSB 175 modificada. 6.8. Ensamble final de la hélice Para este ensamble se utilizaran dos aspas unidas por medio de arandelas. El cubo de la hélice se unirá por medio de cuatro tornillos lo que proporcionara un ensamble bastante sólido y capaz de resistir los esfuerzos generados. La figura 610 muestra el ensamble final de la hélice y una explosión para mostrar los diferentes elementos que componen la hélice. El ensamble fue diseñado para poder adecuarse al motor que va a mover la hélice. 30.

(42) IM-2003-II-21. Figura 6-10 Ensamble y Explosión de la hélice. 31.

(43) IM-2003-II-21 7. Manufactura de la hélice 7.1. Manufactura del Aspa Para lograr los objetivos de este proyecto de grado el aspa debía ser elaborada de una forma tal que se respetara el diseño original. Por tratarse de una geometría bastante compleja la manufactura del aspa suponía uno de los mayores problemas del proyecto. Si se fabricaban dos aspas por aparte era necesario garantizar la semejanza de una con la otra, ya que las dos debían contrarrestar su peso al girar para balancear al máximo la hélice. Después de evaluar distintos métodos como una maquina fresadora CNC donde la calidad de la manufactura no justificaba su precio, se decidió producir las aspas utilizando un molde de caucho silicona y fabricar las aspas de resina epóxica. Este método producía aspas de buena calidad pero suponía un problema al intentar unir las aspas en un cubo, pruebas iniciales mostraron que la unión de estas aspas debía ser perfecta para que el cubo pudiese soportar los esfuerzos generados. Con este método era imposible alcanzar las velocidades propuestas para el proyecto. La figura 7-1 muestra el molde y un aspa fabricadas bajo este método.. Figura 7-1: Molde y aspa de resina epóxica. 32.

(44) IM-2003-II-21 Era necesario buscar un método que permitiera fabricar las aspas de una manera rápida y con la exactitud necesaria, por suerte se contó con el apoyo del departamento de ingeniería mecánica de la Universidad de Los Andes que había adquirido recientemente una maquina de prototipaje rápido Stratasys que fabrica prototipos en plástico ABS y tiene la capacidad de generar geometrías complejas. La operación de la máquina es fácil y se pueden pasar las piezas directamente del diseño en Solid Edge al programa de la maquina, acomodar la piezas sobre lo que va a ser la bandeja y dar la orden para empezar a maquinar. La cabeza de la maquina va poniendo capas de plástico del prototipo y va generando el volumen de la pieza.. Figura 7-2: Maquina Stratasys. 33.

(45) IM-2003-II-21 La maquina empleo 7 horas 25 minutos en generar 4 aspas. Las aspas son fabricadas sobre una espuma de poli-estireno que usa la maquina como bandeja.. Figura 7-3: Aspas terminadas. Geométricamente las aspas son perfectas, muy parecidas al modelo suministrado en Solid Edge.. Figura 7-4: Aspa terminada. 34.

(46) IM-2003-II-21. La maquina utiliza un “hilo” de 0.5 mm de plástico ABS para construir las aspas, es por eso que los bordes de fuga tienen como resolución máxima 0.5mm. Por esta misma razón el ABS dentro del aspa no puede ser considerado como isotrópico. Es posible establecer por medio de un corte en el aspa que no todos los hilos de plástico son puestos en el sentido radial del aspa, este hecho hace que la posibilidad de falla aumente.. Figura 7-5: Corte transversal del Aspa. Como un refuerzo adicional se cubrió la superficie entera de las aspas con dos capas de resina de poli-ester y con cuatro fibras de vidrio de refuerzo en el sentido radial. El recubrimiento no solo buscaba un refuerzo en la superficie, sino también entrar en los espacios dejados por la maquina debidos al espesor del hilo de plástico. El recubrimiento de resina se catalizo en un horno a 40°C con el fin de endurecer la superficie. Una vez terminado el proceso de recubrimiento el aspa esta lista para ser ensamblada y conformar la hélice. Se fabricaron un total de 8 aspas, 4 MK-HSB 175 y 4 MK-HSB modificadas. De las 8 aspas se recubrieron 6, dejando 2 MK-HSB 175 sin recubrimiento alguno, que se utilizarían para probar el nivel de esfuerzo generado al romperse el aspa y poder tipificar un valor máximo de esfuerzo para las piezas producidas por la maquina de prototipaje.. 35.

(47) IM-2003-II-21. 7.2. Ensamble final de las hélices El ensamble final de las hélices es relativamente sencillo ya que las aspas quedan listas para ensamblar después del recubrimiento. Solo se requiere la fabricación de dos arandelas de aluminio con agujeros correspondientes para sujetar las dos mitades de la hélice. La sujeción se realiza mediante cuatro tornillos de 4 mm. de diámetro. La figura 7-6 muestra el ensamble final de la hélice.. Figura 7-6: ensamble final de la hélice de Alta velocidad. 7.3. Denominación de las hélices Para el resto del documento las hélices se denominaran como HSP 175, de su sigla en ingles high speed propeller.. 36.

(48) IM-2003-II-21 8. Experimentación El objetivo principal de este proyecto de grado es poder establecer si el funcionamiento de hélices de alta velocidad puede llegar a ser beneficioso en aspectos tales que puedan ser utilizadas para distintas tareas. En este documento se registraran los datos obtenidos al experimentar con la hélice de alta velocidad desarrollada anteriormente, como no se tienen datos contra los cuales se pueda comparar la información, se midieron en otras dos hélices comunes, los parámetros que van a ser analizados.. 8.1. Parámetros de medición Con el fin de establecer las diferencias existentes entre los distintos tipos de hélices, se van a medir las siguientes características: Únicamente para la hélice desarrollada en este proyecto se establecerá el rango de ruptura de las aspas. Se dará un valor de las velocidades angulares alcanzadas y un estimativo de los esfuerzos que generaron la ruptura. Mediciones de desempeño para las tres hélices, de caudal contra velocidad angular. Este parámetro solo sirve para describir una curva de comportamiento, ya que las hélices poseen distintos pasos y no tendrán un desempeño similar. Se establecerá un patrón de eficiencia para cada hélice midiendo el consumo de combustible y el caudal generado. Mediciones acústicas para comparar diferentes niveles de ruido generado por las hélices. Más adelante se explicara detalladamente el montaje para cada medición. 8.2. Montaje del experimento. 37.

(49) IM-2003-II-21 Sin duda lograr alcanzar velocidades angulares superiores a las 10000 RPM requiere un gran esfuerzo, para lograr estas velocidades en este proyecto fue necesario el uso de un motor de combustión interna similar a los utilizados en aeromodelismo. La tabla 8-1 muestra las características del motor Motor OS 61 Desplazamiento. 10 cm3. Potencia nominal. 1,9 HP @ 16000 RPM*. Rango de operación. 2000 RPM -17000 RPM. Modificaciones. Múltiple de escape mejorado con pipa aumenta potencia nominal en 15%. Tabla 8-1: Características motor OS. Figura 8-1: Motor OS 61. El montaje se realizo en un banco construido especialmente para el motor, montado sobre una mesa con jaula de protección. Para controlar la velocidad del motor se monto un servo manejado por control remoto que llevaba al motor al rango de revoluciones deseado. La figura 8-2 muestra el montaje del motor en el banco para el experimento. Se muestra la ubicación de elementos como el tanque de combustible y el servo que maneja la aceleración.. 38.

(50) IM-2003-II-21. Figura 8-2: Montaje del experimento. 8.3. Instrumentos de medición Para comparar los tres tipos de hélices se utilizaron los siguientes instrumentos: Instrumento. Marca. Variable de medición. Estroboscopio. Lectura en. Resolución. Velocidad angular. RPM. 1 RPM. Tacometro. Hobbico. Velocidad Angular. RPM. 100 RPM. Sonometro. Brüel & Kjaer. Intensidad de ruido. dB. 0.1 dB. Velocidad de flujo. m/s. 0.01 m/s. Volumen. ml. 1 ml. Anemometro Probeta graduada. ---. Tabla 8-2: Caracteristicas de instrumentos de medición. Figura 8-3: Instrumentos de medición. 39.

(51) IM-2003-II-21 8.4. Hélices de prueba Para la comparación se utilizaron tres hélices, a continuación algunas de sus características: Tipo de hélice Madera APC MK-HSP. Diámetro 34 mm 34 mm 35 mm. Tabla 8-3: Características de las hélices. Figura 8-4: Hélices de prueba. 8.5. Ruptura En las pruebas realizadas a las hélices, existió una ruptura en los tres tipos de aspa que se probaron. Analizar el nivel de esfuerzos alcanzado es necesario para poder tipificar esta característica del material para futuras pruebas. Esta medición solo se realizo en las aspas de alta velocidad diseñadas en este proyecto. En la tabla 8-4 se comparan los valores para las tres aspas rotas.. 40.

(52) IM-2003-II-21 Tipo de Aspa. Tipo de modificación. Vel. de rotura. Esfuerzo de ruptura. Esta aspa no posee recubrimiento ni modificación alguna, lleva capa de laca color aluminio. 6500 RPM. 15,4 MPa. Aspa recubierta con dos capas de resina de poliéster y reforzada en la superficie de barlovento con fibras de vidrio.. 9800 RPM. 20,1 MPa. Aspa modificada con aumento en la cuerda y recubierta con resina de poliéster y fibras de vidrio.. 12100 RPM. 21,8 MPa. MK-HSB 175. MK-HSB 175. MK-HSB modificada. 175. Tabla 8-4: Comparación de ruptura. Las modificaciones realizadas a las aspas lograron el objetivo de llevar a la hélice a una velocidad angular alta. La ruptura de las dos primeras aspas se debe primordialmente a que la forma como el material fue puesto. Sin duda no se estaba soportando toda la carga. El aumento en cuerda y el recubrimiento ayudan a mejorar la resistencia del aspa. La figura 8-5 muestra una comparación entre la predicción realizada por Ansys sobre el punto de ruptura y el aspa rota.. 41.

(53) IM-2003-II-21. Figura 8-5: Comparación de ruptura. El resto de mediciones se realizaron sobre el aspa que resistió 12000 RPM. Esta hélice se comparo con las dos hélices comunes. 8.6. Mediciones de Caudal vs. Velocidad angular Estas mediciones arrojan curvas características de las hélices y aunque no sirven como comparación una de la otra, si es posible predecir el comportamiento de las hélices a distintos regimenes de vueltas. Caudal vs. Vel. Angular 3,0. Caudal [m3/s]. 2,5 2,0 Madera. 1,5. APC HSP. 1,0 0,5 0,0 2000. 3000. 4000. 5000. 6000. 7000. 8000. 9000. 10000. 11000. Vel angular [RPM]. Figura 8-6: Curvas de caudal para las hélices. 42. 12000.

(54) IM-2003-II-21 La figura 8-6 muestra un comportamiento esperado, la tendencia ascendente muestra el aumento del caudal a medida que aumenta la velocidad angular. La diferencia en caudal se debe al paso que tiene la hélice APC con respecto a la hélice HSP. Sin embargo cabe notar que aunque la hélice de madera tiene el mismo paso que la APC, el caudal disminuye significativamente. 8.7. Caracterización de eficiencia Para medir esta característica en las tres hélices se midió la cantidad de combustible que consumía el motor en un lapso de tiempo a una velocidad angular establecida, de igual forma se midió el caudal. La idea era establecer un patrón de eficiencia lo cual se logra al establecer la cantidad de flujo que logra pasar por unidad de combustible utilizado, como la medición para las tres hélices es similar y se hace bajo las mismas condiciones se utiliza como patrón de medida de eficiencia. Para este experimento comparativo se utiliza la medida m3/ml. La tabla 8-5 muestra las mediciones realizadas y la medida de eficiencia. Hélice RPM Vel. Flujo Caudal Consumo Tiempo. Madera Madera APC APC HSP HSP 10000 5000 10000 5000 10000 5000 25, m/s 9,7 m/s 27,3 m/s 13,5 m/s 19,4 m/s 6,9 m/s 2,27 m3/s 0,881 m3/s 2,479 m3/s 1,226 m3/s 1,866 m3/s 0,664 m3/s 21 ml 21,8 ml 16 ml 18 ml 46 ml 18 ml 75 seg. 198 seg. 60 seg. 135 seg. 242 seg. 265 seg.. Eficiencia 8,106 m3/ml. 7,999 m3/ml. 9,295 m3/ml. 9,193 m3/ml. 9,819 m3/ml 9,773 m3/ml. Tabla 8-5: Medición de eficiencia. Las mediciones muestran que la hélice diseñada en este documento es levemente más eficiente a la hélice APC y bastante más eficiente que la hélice de madera logrando mover más volumen de aire con menor consumo de combustible.. 43.

(55) IM-2003-II-21 8.8. Medición de ruido El nivel de ruido generado por una hélice puede dar una idea de si se encuentra cerca de formar una burbuja supersónica. La medición de ruido en las hélices se realizo con el fin de comparar niveles de ruido entre las tres hélices. Se midió la frecuencia del ruido generada a 10000 RPM para cada hélice, y se midió el nivel de ruido en decibel [dB] para diferentes velocidades angulares. Se utilizo un factor de corrección para intentar suprimir el ruido de fondo. Los valores presentados corresponden a los valores de ruido corregidos para cada hélice. Los valores de frecuencia medida para cada hélice son de: Frecuencias Madera 94 Hz APC 86 Hz HSP 101,3Hz Tabla 8-6: Frecuencias medidas a 10000 RPM. El nivel de intensidad de ruido arrojo los siguientes resultados: Vel Angular 3000 RPM 4000 RPM 5000 RPM 6000 RPM 7000 RPM 8000 RPM 9000 RPM 10000 RPM 11000 RPM. Madera 87,5 dB 93,6 dB 94,7 dB 95,9 dB 96,4 dB 99,9 dB 102,4 dB 105 dB 106,4 dB. APC 72,5 dB 79 dB 82,3 dB 84,5 dB 85,2 dB 86,9 dB 91,3 dB 92,5 dB 94,7 dB. HSP 93 dB 94,5 dB 98 dB 100,6 dB 104,4 dB 105,8 dB 108,3 dB 111,2 dB 111,9 dB. Tabla 8-7: Intensidad de ruido a distintas velocidades. La figura 8-7 muestra claramente como la intensidad de ruido generada por la hélice diseñada en este proyecto es mucho más alta que en las otras hélices, siendo la hélice APC la de mejor desempeño en cuanto a ruido. Cabe notar que la hélice HSP alcanza la barrera de los 110 dB que según las referencias a medición de ruido alcanza valores similares a los de un martillo de percusión, y puede. 44.

(56) IM-2003-II-21 generar daños al oído humano. Sin embargo al ser de más alta frecuencia no se percibe como un ruido tan alto o tan molesto como el de la hélice en madera. Es difícil establecer porque el ruido generado era mucho mayor y cuantificar cuanta energía se convierte en ruido se hace una tarea bastante compleja. Cabe anotar en este punto que la hélice HSP no se diseño pensando en reducir los niveles de ruido y empíricamente se sabe que una hélice de menor cuerda va a generar ruido de mas alta frecuencia.. Ruido 120 dB. Intensidad de ruido. 110 dB. 100 dB. 90 dB. Madera APC HSP. 80 dB. 70 dB. 60 dB 2000. 3000. 4000. 5000. 6000. 7000. 8000. 9000. 10000. 11000. 12000. Vel. Angular [RPM]. Figura 8-7: Intensidad de ruido. A continuación se presenta una tabla comparativa de los valores de intensidad de ruido, donde se pueden comparar los resultados obtenidos con valores conocidos para intensidad de ruido. El caso de la hélice de alta velocidad, HSP, 110 dB corresponden a un jet y se acerca peligrosamente al límite de dolor a 120 dB.. 45.

(57) IM-2003-II-21. Tabla 8-8: Rango de intensidad de ruido. 8.9. Experimento con modificación de borde de fuga Teniendo en cuenta que el experimento de medición de ruido no arrojo resultados satisfactorios en cuanto al nivel de ruido generado. La hélice de alta velocidad genero niveles de ruido de 111 dB, mucho más alto de lo esperado. Con el fin de minimizar el ruido se recorto parte del borde de fuga del aspa y se dejo con un borde plano. Este borde no afecto la punta del aspa, solo se recorto hasta un 75% del radio del aspa. En la posición radial 20% se quitaron hasta 10 mm. de cuerda. Este borde de fuga era bastante delgado por lo que no se modifico considerablemente la resistencia del aspa. Solo se tomaron mediciones de ruido a 8000 RPM y a 10000 RPM. Estos valores se comparan a continuación con los obtenidos anteriormente. La figura 8-8 muestra como se modifico el borde de fuga del aspa HSB 175. Los resultados que se muestran a continuación de la figura 8-8 muestran una disminución considerable en el nivel de ruido. Se logro reducir en 10 dB la intensidad de ruido.. 46.

(58) IM-2003-II-21. Figura 8-8: Comparación modificación de aspas. Int. Ruido 8000 RPM 10000 RPM Frecuencia 10000 RPM. Madera 99,9 dB 105 dB. APC 86,9 dB 92,5 dB. HSB 175 105,8 dB 111,2 dB. HSB 175 Fuga mod. 97,5 dB 101,5 dB. 94 Hz. 86 Hz. 101.3 Hz. 98 Hz. Tabla 8-9: Mediciones de ruido con aspa modificada. La figura 8-9 muestra una grafica del comportamiento de la intensidad de ruido a medida que aumenta le velocidad angular. Cabe destacar la disminución de ruido de la hélice modificada con el corte en el borde de fuga, su intensidad disminuye en 10 dB siendo aun menor que en la hélice de madera.. En cuanto su. comportamiento respecto al caudal una vez recortado, se tomo una medida solo a una velocidad y su flujo se mantuvo idéntico. Con el corte en el borde de fuga la frecuencia bajo un poco.. 47.

(59) IM-2003-II-21. Mediciones de Ruido para aspa modificada. 115. 110. Intensidad de ruido [dB]. 105. 100. 95. 90 Madera APC 85. HSP 175 HSP Fuga mod.. 80 7500. 8000. 8500. 9000 Vel Angular [RPM]. Figura 8-9: Grafica de comparación de ruido. 48. 9500. 10000. 10500.

(60) IM-2003-II-21 9. Conclusiones y recomendaciones Sin duda este proyecto presenta una pequeña luz de lo que puede ser el uso de hélices de alta velocidad. Lo aprendido a lo largo de todo el proceso de diseño, manufactura y experimentación es inmenso y constituye pieza fundamental para concluir este documento. El uso de herramientas de computación bastante completas para el diseño y de maquinas de ultima tecnología para la manufactura, acompañadas de instrumentos de medición altamente tecnificados hacen que los resultados obtenidos tengan alta credibilidad. Para cada etapa del proyecto se hace necesaria una conclusión y una recomendación que puedan brindar continuidad al tema de hélices de alta velocidad. Para la fase de diseño: El resultado general obtenido por esta fase es bastante satisfactorio ya que el diseño incorporo los métodos para mejorar las características aerodinámicas de alta velocidad con el desarrollo de una hélice. Sin embargo existieron ciertas fallas que hubiesen hecho el proceso de experimentación algo más fácil. Para un diseño posterior se recomienda hacer las hélices con un mayor paso, esto se logra aumentando la velocidad de diseño del fluido. Esta recomendación se hace con el fin de poder comparar hélices con pasos similares. Se recomienda también re-diseñar la hélice una vez se conozcan los materiales con los que se va a fabricar, en este proyecto no fue posible por cuestiones de tiempo. Para la fase de manufactura: La manufactura se realizo con una maquina altamente tecnificada que brindo una alto grado de exactitud geométrica. La hélice fue fabricada tal 49.

(61) IM-2003-II-21 cual se diseño. La exactitud geométrica es importante ya que las hélices quedaron balanceadas desde el momento de su fabricación. La forma como se fabrico no permitió que el material se comportara como isotrópico y mostró un resistencia bastante menor a la esperada, de igual forma el acabado superficial no fue el esperado, pero se soluciono recubriendo el aspa con resina epoxica. El recubrimiento con resina y el refuerzo con fibras de vidrio aumentaron la resistencia de la hélice en un. 41% lo cual demostró ser bastante. significativo para el desarrollo de las pruebas. Es posible que la resina penetrara en el material y le diera ese refuerzo correspondiente. Con la ruptura de las hélices se logro establecer el rango de resistencia del material una vez procesado. Sin embargo este valor solo representa la posible resistencia de las piezas fabricadas en el sentido en el que se fabricaron las aspas. Para la fase de experimentación: Por limitaciones del motor las hélices de madera y APC solo lograron alcanzar las 11000 RPM que representa un valor Mach en la punta de 0.55 o 190 m/s. La hélice diseñada en este proyecto la HSP alcanzo 12000 RPM antes de fallar, lo cual corresponde a Mach 0.64 o 219 m/s en la punta. Este valor es bastante significativo y se acerca al valor de Mach crítico. El análisis de ruptura de aspas mostró que las estrategias tomadas para mejorar la resistencia de las hélices sirvió. Se recomienda tener en cuenta para un futuro análisis los posibles cambios en aceleración. 50.

(62) IM-2003-II-21 angular el cual puede aumentar la posibilidad de falla a bajo régimen de vueltas. Las curvas de caudal mostraron un crecimiento estable a medida que aumentaba la velocidad angular, lo que indica que el diseño de la hélice de alta velocidad HSP estaba bien hecho, las diferencias en caudal se deben al paso utilizado por la hélice. En el análisis de consumo la hélice HSP tiene la mejor eficiencia, lo que indica que la incorporación de métodos para contrarrestar los efectos aerodinámicos transónicos puede surtir efecto en la eficiencia, mostrando ser un 7% mas eficiente que la hélice APC y un 19% mas eficiente que la hélice de madera a un alto régimen de vueltas. Sin embargo se recomienda realizar mediciones con hélices de paso similar. EL ruido generado por la HSP es bastante superior al generado por la hélice en madera o la APC, de igual forma la frecuencia es mucho mas alta. Una recomendación valida en este punto es incorporar al diseño algún método que permita disminuir el ruido generado. Posiblemente el aumento de cuerda en la punta del aspa ayude a disminuir el ruido pero tiene como desventaja mas peso en la punta de la hélice. Modificar el aspa recortando el borde de fuga y dejándolo plano, mostró ser una estrategia bastante útil para disminuir el ruido generado por la hélice. Esa simple modificación redujo la intensidad de ruido en 10dB y mantuvo el caudal constante. Al solo modificarse el 75% del aspa y dejar la punta igual, puede concluirse que gran parte del ruido se genera en ese 75%. Es posible incorporar métodos bastante. simples. que. aportan. 51. en. el. mejoramiento. de. las.

(63) IM-2003-II-21 características de la hélice. Sin duda bajar la intensidad de ruido de convierte en una meta importante para posteriores trabajos. Si se busca mejorar el diseño con miras en disminuir el ruido sin modificar las características de eficiencia, se lograra un objetivo clave para el desarrollo de hélices de alta velocidad. La principal recomendación es intentar disminuir el ruido en el primer 75% del aspa, para este proyecto esa medida demostró ser bastante útil. De igual forma un perfil con mas cuerda en la punta puede disminuir la generación de ruido una vez la hélice se acerque al rango transónico. Debido a que el ruido se a denominado “contaminante” ambiental, es claro que disminuirlo es una premisa para buscar la implementación de hélices de alta velocidad. Sin duda el trabajo en el desarrollo de hélices de alta velocidad tiene bastante futuro, todavía existen efectos por investigar que quedan por fuera del alcance de este proyecto de grado. Es necesario construir hélices más grandes y más fuertes que puedan acercarse aun más a la barrera del sonido, donde se puedan caracterizar efectos aerodinámicos complejos que sin duda contribuirán al. 52.

(64) IM-2003-II-21 10. Bibliografía. Referencia 1: Anderson John D., Fundamentals of Aerodynamics, Tercera edición, Mc Graw Hill, 2001. Referencia 2: Ordóñez Romero-Robledo Carlos, Aerodinámica Tomo IV, Unión Tipográfica Editorial Hispano Americana, México D.F., 1963. Referencia 3: Pinilla Alvaro, Wind Powered Pumping systems for Colombia, Tesis de Doctorado, Universidad de Reading, Inglaterra, 1985 Referencia 4: Dubs F., Hochgeschwindigkeits-Aerodynamik, Birkhäuser Verlag, Basel/Stuttgart, 1961. Referencia 5: Hale Francis J., Introduction to Aircraft Performance, Selection and Design, John Wiley & Sons, 1984.. 53.

(65) IM-2003-II-21 Anexo A: Planos. En este anexo se encuentran planos principales y de ensamble de la HSP 175. Plano No.. Descripción. 1/3. Vistas principales MK-HSB 125. 2/3. Vistas principales MK-HSB 125 Modificada. 3/3. Vista Explosión MK-HSP 125. 54.

(66) 125. 117,97. Universidad de Los Andes - Bogotá D.C. Colombia Helice de Alta Velocidad. Dibujado por: Mark Kabierschke. Enero 2004. Vistas principales MK-HSB 125. Unidades en mm. Escala: 1:1. Plano: 1/3.

(67) Universidad de Los Andes - Bogotá D.C. Colombia Helice de Alta Velocidad MK-HSB 125 Modificada. Dibujado por: Mark Kabierschke. Enero 2004. Unidades en mm. Escala: 1:1. Plano: 2/3.

(68) Universidad de Los Andes - Bogotá D.C. Colombia Helice de Alta Velocidad. Dibujado por: Mark Kabierschke. Enero 2004. Vista explosion MK-HSP125. Unidades en mm. Escala: 1:1. Plano: 3/3.

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