Manual - AERODYNAMICS FOR NAVAL AVIATORS - NAVAIR 00-80T-80 (2 parte)
Fuente:
AERODYNAMICS FOR NAVAL AVIATORS BY
H. H. HURT, JR.
UNIVERSITY OF SOUTHERN CALIFORNIA
(NA VAIR 00-80T-80)
PARASITE DRAG (RESISTENCIA PARÁSITA)
Además de la resistencia causada por el desarrollo de la sustentación (Induced Drag o resistencia inducida), existe la resistencia obvia que no se debe al desarrollo de la sustentación. Una superficie alar incluso con sustentación cero tendrá resistencia de "perfil" debido a la fricción de la piel (Skin Friction) y a la forma. Los otros componentes del avión, como el fuselaje, la cola, las góndolas, etc., contribuyen a la resistencia debido a su propia forma y fricción superficial. Cualquier pérdida de cantidad de movimiento de la corriente de aire debido a la refrigeración de la planta motriz, aire acondicionado, o fugas a través de huecos de construcción o acceso es, en efecto, una resistencia adicional. Cuando los diversos componentes del avión se juntan, la resistencia total será mayor que la suma de los componentes individuales debido a la "interferencia" de unos con otros.
BOUNDARY LAYER & DRAG COEFFICIENTS (CAPA LÍMITE Y COEFICIENTES DE RESISTENCIA)
La interferencia más habitual de importancia ocurre en la intersección ala-cuerpo donde el crecimiento de la capa límite (Boundary Layer) en el fuselaje reduce las velocidades de la capa límite en la superficie de la raíz del ala. Esta reducción en la energía permite que la capa límite de la raíz del ala sea más fácilmente separada en presencia de un gradiente de presión adverso. Dado que la superficie superior del ala tiene gradientes de presión más críticos, una posición de ala baja en un fuselaje circular crearía mayor resistencia de interferencia que una posición de ala alta. Es necesario un carenado (Filleting) y control adecuados de los gradientes de presión locales para minimizar dicha resistencia adicional debida a la interferencia.
La suma de todas las resistencias debidas a la forma, fricción, fugas y pérdidas de momento, e interferencia se denomina "Parasite Drag" (resistencia parásita) ya que no está directamente asociada con el desarrollo de la sustentación. Mientras que esta resistencia parásita no es variable con la sustentación, es variable con la velocidad. La variación del coeficiente de resistencia parásita, CDp, con el coeficiente de sustentación, CL, se muestra para un avión típico en la figura 1.34. El coeficiente de resistencia parásita mínima, CDp_min, generalmente ocurre en o cerca de sustentación cero y la resistencia parásita aumenta por encima de este punto en una curva suave. El coeficiente de resistencia inducida se muestra en el mismo gráfico con fines de comparación, ya que la resistencia total del avión es una suma de la resistencia parásita e inducida.
En muchas partes del rendimiento del avión es necesario distinguir completamente entre la resistencia debida a la sustentación y la resistencia no debida a la sustentación. La resistencia total de un avión es la suma de las resistencias parásita e inducida.
Fórmula: CD = CDp + CDi
Donde:
CD= coeficiente de resistencia del aviónCDp= coeficiente de resistencia parásitaCDi= coeficiente de resistencia inducida
Fórmula: = 0.318 * (CL^2 / AR)
AIRPLANE EFFICIENCY & FORMULAS (EFICIENCIA DEL AVIÓN Y FÓRMULAS)
De la inspección de la figura 1.34 se ve que tanto CDp como CDi varían con el coeficiente de sustentación. Sin embargo, la variación usual del término de resistencia parásita permite una correlación simple con el término de resistencia inducida. En efecto, la parte de la resistencia parásita por encima del mínimo con sustentación cero puede ser "agrupada" con el factor de resistencia inducida mediante un "factor de eficiencia del avión", e. Mediante este método de contabilidad, el coeficiente de resistencia del avión se expresa como:
Fórmula: CD - CDp_min = (CDi / e)
Fórmula: CD = CDp_min + 0.318 * (CL^2 / (AR * e))
Donde:
CDp_min= coeficiente de resistencia parásita mínimaCDi= coeficiente de resistencia inducidae= factor de eficiencia del avión
De esta forma, el coeficiente de resistencia del avión se expresa como la suma de la resistencia no debida a la sustentación (CDp_min) y la resistencia debida a la sustentación (CDi / e). El factor de eficiencia del avión es alguna constante (generalmente menor que la unidad) que incluye la resistencia parásita debida a la sustentación con la resistencia inducida por la sustentación. CDp_min es invariante con la sustentación y representa la resistencia parásita a sustentación cero. Un valor típico de CDp_min sería 0.020, del cual el ala puede representar el 50 por ciento, el fuselaje y las góndolas el 40 por ciento, y la cola el 10 por ciento.
El término de (0.318 * CL^2 / ARe) representa toda la resistencia debida a la sustentación: la resistencia inducida por la sustentación y la resistencia parásita extra debida a la sustentación. Los valores típicos del factor de eficiencia del avión varían de 0.6 a 0.9 dependiendo de la configuración del avión y sus características. Mientras que el término de resistencia debida a la sustentación incluye algo de resistencia parásita, todavía se le refiere generalmente como resistencia inducida.
El segundo gráfico de la figura 1.34 muestra que la suma de CDp_min y CDi / e puede aproximar el coeficiente de resistencia total del avión real, CD, a través de un amplio rango de coeficientes de sustentación. Para aviones de relación de aspecto (Aspect Ratio) moderada, esta representación de la resistencia total del avión es bastante precisa hasta cerca del 70 por ciento de CL_max. En coeficientes de sustentación altos cerca de CL_max, el procedimiento no es demasiado preciso debido a la variación más aguda de la resistencia parásita en altos ángulos de ataque.
En cierto sentido, el factor de eficiencia del avión disminuiría desde el valor constante y la resistencia real cambiaría desde la curva de aproximación. La desviación de la resistencia real del avión de la curva de aproximación es bastante notable para aviones con baja relación de aspecto y flecha (Sweepback). Otro factor a considerar es el efecto de la compresibilidad. Dado que los efectos de compresibilidad destruirían esta relación, la mayor aplicación es para el análisis de rendimiento subsónico.
La resistencia total del avión es la suma de la resistencia parásita y la resistencia inducida.
Fórmula: D = Dp + Di
Donde:
Di= resistencia inducida =(0.318 * CL^2 / ARe) * qSy
Dp= resistencia parásita =CDp_min * qS
Cuando se expresa de esta forma, la resistencia inducida, Di, incluye todas las resistencias debidas a la sustentación y es únicamente una función de la sustentación. La resistencia parásita, Dp, es completamente independiente de la sustentación: podría llamarse la "resistencia de puerta de granero" del avión.
Una expresión alternativa para la resistencia parásita es:
Fórmula: Dp = f * q
Donde:
f= área parásita equivalente, pies cuadrados (sq. ft.)f = CDp_min * Sq= presión dinámica, psfq = (sigma * V^2) / 295oDp = (f * sigma * V^2) / 295
PARASITE DRAG VARIATION (VARIACIÓN DE LA RESISTENCIA PARÁSITA)
En esta forma, el área parásita equivalente, f, es el producto de CDp_min y S y relaciona una .impresión del tamaño de "puerta de granero". Por lo tanto, la resistencia parásita puede apreciarse como el resultado de la presión dinámica, q, actuando sobre el área parásita equivalente, f. El "área parásita equivalente" se define mediante esta relación como una superficie hipotética con un CD = 1.0 que produce la misma resistencia parásita que el avión. Una analogía sería una puerta de granero en la corriente de aire que es equivalente al avión. Los valores típicos para el área parásita equivalente varían desde 4 pies cuadrados para un avión de combate limpio hasta 40 pies cuadrados para un gran avión de transporte. Por supuesto, cuando cualquier avión cambia de la configuración limpia a la configuración de aterrizaje, el área parásita equivalente aumenta.
EFFECT OF CONFIGURATION (EFECTO DE LA CONFIGURACIÓN). La resistencia parásita, Dp, no se ve afectada por la sustentación, pero es variable con la presión dinámica y el área parásita equivalente. Este principio proporciona la base para ilustrar la variación de la resistencia parásita con las diversas condiciones de vuelo. Si todos los otros factores se mantienen constantes, la resistencia parásita varía directamente con el área parásita equivalente.
Fórmula: Dp2 / Dp1 = f2 / f1 (V y sigma son constantes)
Donde:
Dp1= resistencia parásita correspondiente a algún área parásita original,f1.Dp2= resistencia parásita correspondiente a alguna nueva área parásita,f2.
Como ejemplo, bajar el tren de aterrizaje y los flaps puede aumentar el área parásita en un 80 por ciento. A cualquier velocidad y altitud dadas, este avión experimentaría un aumento del 80 por ciento en la resistencia parásita.
EFFECT OF ALTITUDE (EFECTO DE LA ALTITUD).
De manera similar, el efecto de la altitud sobre la resistencia parásita puede ser tan grande a una velocidad o un cuarto de resistencia parásita a la mitad de la velocidad original. Este hecho puede ser apreciado por la relación de la presión dinámica con la velocidad: dos veces más V, cuatro veces más q, y cuatro veces más Dp. Esta variación expresada de la resistencia parásita con la velocidad señala que la resistencia parásita será de la mayor importancia a altas velocidades y prácticamente insignificante en vuelo a bajas presiones dinámicas.
Para ilustrar este hecho, un avión en vuelo justo por encima de la velocidad de pérdida podría tener una resistencia parásita que es solo el 25 por ciento de la resistencia total. Sin embargo, este mismo avión a velocidad máxima de vuelo nivelado a baja altitud tendría una resistencia parásita que es casi el 100 por ciento de la resistencia total. El predominio de la resistencia parásita a altas velocidades de vuelo enfatiza la necesidad de una gran limpieza aerodinámica (bajo f) para obtener un rendimiento de alta velocidad.
En el régimen de vuelo subsónico, la configuración ordinaria de un avión tiene una porción muy grande del área parásita equivalente determinada por la resistencia de fricción superficial (Skin Friction Drag). Dado que el ala contribuye casi la mitad de la resistencia parásita total, la resistencia de perfil del ala puede ser minimizada mediante el uso de secciones de perfil aerodinámico que producen un flujo laminar extenso. Un efecto sutil en la resistencia parásita ocurre por la influencia del área del ala.
Dado que el área del ala (S) aparece directamente en la ecuación de resistencia parásita, una reducción en el área del ala reduciría la resistencia parásita si todos los otros factores permanecieran sin cambios. Si bien la relación exacta involucra la consideración de muchos factores, la mayoría de las configuraciones de aviones óptimas tienen una fuerte preferencia por la carga alar práctica más alta y una superficie alar mínima.
A medida que las velocidades de vuelo de los aviones se acercan a la velocidad del sonido, se debe tener gran cuidado para retrasar y aliviar los efectos de compresibilidad asociados con las ondas de choque. Para reducir la formación temprana de ondas de choque en el avión. Esto requerirá generalmente ser apreciado. El efecto general de la altitud se expresa por:
Fórmula: Dp2 / Dp1 = sigma2 / sigma1 (donde f y V son constantes)
Donde:
Dp1= resistencia parásita correspondiente a alguna relación de densidad de altitud original,sigma1Dp2= resistencia parásita correspondiente a alguna nueva relación de densidad de altitud,sigma2
Esta relación implica que la resistencia parásita disminuiría en altitud, por ejemplo, un avión dado en vuelo a una TAS (Velocidad Verdadera) dada a 40,000 pies (sigma = 0.25) tendría un cuarto de la resistencia parásita que a nivel del mar (sigma = 1.00). Este efecto resulta cuando la menor densidad del aire produce menos presión dinámica. Sin embargo, si el avión se vuela a una EAS (Velocidad Equivalente) constante, la presión dinámica y, por lo tanto, la resistencia parásita no varían. En este caso, la TAS sería mayor en altitud para proporcionar la misma EAS.
EFFECT OF SPEED (EFECTO DE LA VELOCIDAD). El efecto de la velocidad sola sobre la resistencia parásita es el más importante. Si todos los otros factores se mantienen constantes, el efecto de la velocidad sobre la resistencia parásita se expresa como:
Fórmula: Dp2 / Dp1 = (V2 / V1)^2
Donde:
Dp1= resistencia parásita correspondiente a alguna velocidad original,V1Dp2= resistencia parásita correspondiente a alguna nueva velocidad,V2(f y sigma son constantes)
Esta relación expresa un efecto poderoso de la velocidad sobre la resistencia parásita. Como ejemplo, un avión dado en vuelo a alguna altitud tendría cuatro veces más resistencia parásita al doble... (de velocidad).
AIRPLANE TOTAL DRAG (RESISTENCIA TOTAL DEL AVIÓN)
La resistencia total de un avión en vuelo es la suma de la resistencia inducida y parásita. La figura 1.35 ilustra la variación de la resistencia total con la velocidad para un avión dado en vuelo nivelado a un peso, configuración y altitud particulares. La resistencia parásita aumenta con la velocidad variando como el cuadrado de la velocidad mientras que la resistencia inducida disminuye con la velocidad variando inversamente como el cuadrado de la velocidad. La resistencia total del avión muestra el predominio de la resistencia inducida a baja velocidad y la resistencia parásita a alta velocidad. Puntos específicos de interés en la curva de resistencia son los siguientes:
(A) La pérdida (Stall) de este avión en particular ocurre a 100 nudos y está indicada por un aumento brusco en la resistencia real. Dado que las ecuaciones generalizadas para la resistencia inducida y parásita no dan cuenta de las condiciones en pérdida, la resistencia real del avión se representa mediante la línea punteada "gancho".
(B) A una velocidad de 124 nudos, el avión incurriría en una tasa mínima de descenso en vuelo sin potencia (Power-off). Note que a esta velocidad la resistencia inducida comprende el 75 por ciento de la resistencia total. Si este avión fuera impulsado con una planta motriz de tipo hélice recíproca, la autonomía máxima ocurriría a esta velocidad.
(C) El punto de resistencia total mínima ocurre a una velocidad de 163 nudos. Dado que a esta velocidad se incurre en la menor resistencia total para un vuelo de sustentación igual al peso, el avión está operando al máximo (L/D)max. Debido a la manera particular en que las resistencias parásita e inducida varían con la velocidad (resistencia parásita directamente como la velocidad al cuadrado; resistencia inducida inversamente como la velocidad al cuadrado) la resistencia total mínima ocurre cuando las resistencias inducida y parásita son iguales. La velocidad para resistencia mínima es una referencia importante para muchos elementos del rendimiento del avión.
Un elemento presentado anteriormente relacionaba el rendimiento de planeo y la relación sustentación-resistencia. A la velocidad de 163 nudos, este avión incurre en una resistencia total de 778 libras mientras produce 12,000 libras de sustentación. Estas cifras indican una relación máxima sustentación-resistencia de 15.4 y relatan una relación de planeo de 15.4. Además, si este avión fuera propulsado por jet, el avión alcanzaría la máxima resistencia (tiempo de vuelo) a esta velocidad para la altitud especificada. Si este avión fuera propulsado por hélice, el avión alcanzaría el alcance máximo en esta velocidad para la altitud especificada.
(D) El punto (D) está a una velocidad aerodinámica aproximadamente 32 por ciento mayor que la velocidad para (L/D)max. Note que la resistencia parásita comprende el 75 por ciento de la resistencia total a una velocidad de 215 nudos. Este punto en la curva de resistencia produce la mayor proporción entre velocidad y resistencia y sería el punto para alcance máximo si el avión fuera propulsado por jet. Debido a la alta proporción de resistencia parásita en este punto, el avión de jet de largo alcance tiene una gran preferencia por una gran limpieza aerodinámica y menos demanda de una alta relación de aspecto que el avión propulsado por hélice de largo alcance.
(E) A una velocidad de 400 nudos, la resistencia inducida es una parte extremadamente pequeña de la resistencia total y la resistencia parásita predomina.
(F) A medida que el avión alcanza velocidades de vuelo muy altas, la resistencia aumenta de una manera muy rápida debido a la compresibilidad. Dado que la ecuación generalizada para la resistencia parásita no da cuenta de los efectos de compresibilidad, el aumento real de la resistencia está tipificado por la línea discontinua.
La curva de resistencia del avión mostrada en la figura 1.34 es particular para un peso, configuración y altitud en vuelo nivelado. Cualquier cambio en una de estas variables afectará las resistencias específicas a velocidades específicas.
La curva de resistencia del avión es un factor mayor en muchos elementos del rendimiento del avión. Alcance, resistencia (tiempo), ascenso, maniobra, aterrizaje, despegue, etc., el rendimiento se basa en alguna relación que involucra la curva de resistencia del avión.
DESIGN FEATURES (CARACTERÍSTICAS DE DISEÑO)
...fuselaje y góndolas de alta relación de finura (Fineness Ratio), y secciones de ala delgadas que tienen distribuciones de presión muy suaves y uniformes. Las bajas relaciones de aspecto y el Sweepback (flecha) son favorables para retrasar y reducir el aumento de resistencia por compresibilidad. Además, los efectos de interferencia son bastante importantes en el vuelo transónico y supersónico y la distribución del área de la sección transversal del avión debe controlarse para minimizar los picos de velocidad locales que podrían crear una formación prematura de ondas de choque fuertes.
La configuración moderna de avión ilustrará las características requeridas para afectar un rendimiento de muy alta velocidad: baja relación de aspecto, flecha, secciones de baja resistencia delgadas, etc. Estas mismas características producen características de vuelo a bajas velocidades que necesitan una técnica de vuelo adecuada.
Chapter 2:
AIRPLANE PERFORMANCE (CAPÍTULO 2: RENDIMIENTO DEL AVIÓN)
El Performance (rendimiento) de una aeronave es la característica más importante que define su idoneidad para misiones específicas. Los elementos principales del rendimiento del avión merecen una consideración detallada para comprender mejor y apreciar las capacidades de cada avión. El conocimiento de los diversos elementos del rendimiento del avión proporcionará al Aviador Naval una apreciación más completa de las limitaciones operativas y la perspicacia para obtener el rendimiento de diseño de su aeronave. La sección de rendimiento del Flight Handbook (manual de vuelo) proporciona la información específica sobre las capacidades y limitaciones de cada avión. Todo Aviador Naval debe confiar en estos datos del manual como la guía para la operación segura y efectiva de su aeronave.
PARASITE DRAG (RESISTENCIA PARÁSITA)
Además de la resistencia causada por el desarrollo de la Lift (sustentación) (Induced Drag o resistencia inducida), existe la resistencia obvia que no se debe al desarrollo de la sustentación. Una superficie alar incluso con sustentación cero tendrá resistencia de "perfil" debido a la Skin Friction (fricción de la piel/superficial) y a la forma. Los otros componentes del avión, como el fuselaje, la cola, las góndolas, etc., contribuyen a la resistencia debido a su propia forma y fricción superficial. Cualquier pérdida de cantidad de movimiento de la corriente de aire debido a la refrigeración de la planta motriz, aire acondicionado, o fugas a través de huecos de construcción o acceso es, en efecto, una resistencia adicional. Cuando los diversos componentes del avión se juntan, la resistencia total será mayor que la suma de los componentes individuales debido a la "interferencia" de unos con otros.
La interferencia más habitual de importancia ocurre en la intersección ala-cuerpo donde el crecimiento de la Boundary Layer (capa límite) en el fuselaje reduce las velocidades de la capa límite en la superficie de la raíz del ala. Esta reducción en la energía permite.que la capa límite de la raíz del ala sea más fácilmente separada en presencia de un gradiente de presión adverso. Dado que la superficie superior del ala tiene gradientes de presión más críticos, una posición de ala baja en un fuselaje circular crearía mayor resistencia de interferencia que una posición de ala alta. Es necesario un Filleting (carenado) y control adecuados de los gradientes de presión locales para minimizar dicha resistencia adicional debida a la interferencia.
La suma de todas las resistencias debidas a la forma, fricción, fugas y pérdidas de momento, e interferencia se denomina "Parasite Drag" (resistencia parásita) ya que no está directamente asociada con el desarrollo de la sustentación. Mientras que esta resistencia parásita no es variable con la sustentación, es variable con la velocidad. La variación del coeficiente de resistencia parásita, CDp, con el coeficiente de sustentación, CL, se muestra para un avión típico en la figura 1.34.
El coeficiente de resistencia parásita mínima, CDp_min, generalmente ocurre en o cerca de sustentación cero y la resistencia parásita aumenta por encima de este punto en una curva suave. El coeficiente de resistencia inducida se muestra en el mismo gráfico con fines de comparación, ya que la resistencia total del avión es una suma de la resistencia parásita e inducida.
En muchas partes del rendimiento del avión es necesario distinguir completamente entre la resistencia debida a la sustentación y la resistencia no debida a la sustentación. La resistencia total de un avión es la suma de las resistencias parásita e inducida.
Fórmula: CD = CDp + CDi
Donde:
CD= coeficiente de resistencia del aviónCDp= coeficiente de resistencia parásitaCDi= coeficiente de resistencia inducidaCDi = 0.318 * (CL^2 / AR)
De la inspección de la figura 1.34 se ve que tanto CDp como CDi varían con el coeficiente de sustentación. Sin embargo, la variación usual del término de resistencia parásita permite una correlación simple con el término de resistencia inducida. En efecto, la parte de la resistencia parásita por encima del mínimo con sustentación cero puede ser "agrupada" con el factor de resistencia inducida mediante un "Airplane Efficiency Factor" (factor de eficiencia del avión), e. Mediante este método de contabilidad, el coeficiente de resistencia del avión se expresa como:
Fórmula: CD - CDp_min = CDi / e
Fórmula: CD = CDp_min + 0.318 * (CL^2 / (AR * e))
Donde:
CDp_min= coeficiente de resistencia parásita mínimaCDi= coeficiente de resistencia inducidae= factor de eficiencia del avión
De esta forma, el coeficiente de resistencia del avión se expresa como la suma de la resistencia no debida a la sustentación (CDp_min) y la resistencia debida a la sustentación (CDi / e). El factor de eficiencia del avión es alguna constante (generalmente menor que la unidad) que incluye la resistencia parásita debida a la sustentación con la resistencia inducida por la sustentación. CDp_min es invariante con la sustentación y representa la resistencia parásita a sustentación cero. Un valor típico de CDp_min sería 0.020, del cual el ala puede representar el 50 por ciento, el fuselaje y las góndolas el 40 por ciento, y la cola el 10 por ciento. El término de (0.318 * CL^2 / ARe) representa toda la resistencia debida a la sustentación: la resistencia inducida por la sustentación y la resistencia parásita extra debida a la sustentación. Los valores típicos del factor de eficiencia del avión varían de 0.6 a 0.9 dependiendo de la configuración del avión y sus características.
La resistencia total del avión es la suma de la resistencia parásita y la resistencia inducida.
Fórmula: D = Dp + Di
Donde:
Di= resistencia inducida =(0.318 * CL^2 / ARe) * qSDp= resistencia parásita =CDp_min * qS
Cuando se expresa de esta forma, la resistencia inducida, Di, incluye todas las resistencias debidas a la sustentación y es únicamente una función de la sustentación. La resistencia parásita, Dp, es completamente independiente de la sustentación: podría llamarse la "resistencia de puerta de granero" del avión.
Una expresión alternativa para la resistencia parásita es:
Fórmula: Dp = f * q
Donde:
f= área parásita equivalente, pies cuadrados (sq. ft.)f = CDp_min * Sq= presión dinámica, psfq = (sigma * V^2) / 295oDp = (f * sigma * V^2) / 295
En esta forma, el área parásita equivalente, f, es el producto de CDp_min y S y relaciona una impresión del tamaño de "puerta de granero". Por lo tanto, la resistencia parásita puede apreciarse como el resultado de la presión dinámica, q, actuando sobre el área parásita equivalente, f. El "área parásita equivalente" se define mediante esta relación como una superficie hipotética con un CD = 1.0 que produce la misma resistencia parásita que el avión.
Valores típicos para el área parásita equivalente varían desde 4 pies cuadrados para un avión de combate limpio hasta 40 pies cuadrados para un gran avión de transporte. Por supuesto, cuando cualquier avión cambia de la configuración limpia a la configuración de aterrizaje, el área parásita equivalente aumenta.
EFFECT OF CONFIGURATION (EFECTO DE LA CONFIGURACIÓN).
La resistencia parásita, Dp, no se ve afectada por la sustentación, pero es variable con la presión dinámica y el área parásita equivalente. Este principio proporciona la base para ilustrar la variación de la resistencia parásita con las diversas condiciones de vuelo. Si todos los otros factores se mantienen constantes, la resistencia parásita varía directamente con el área parásita equivalente.
Fórmula: Dp2 / Dp1 = f2 / f1 (V y sigma son constantes)
Como ejemplo, bajar el tren de aterrizaje y los flaps puede aumentar el área parásita en un 80 por ciento. A cualquier velocidad y altitud dadas, este avión experimentaría un aumento del 80 por ciento en la resistencia parásita.
EFFECT OF ALTITUDE (EFECTO DE LA ALTITUD).
De manera similar, el efecto de la altitud sobre la resistencia parásita puede ser apreciado. El efecto general de la altitud se expresa por:
Fórmula: Dp2 / Dp1 = sigma2 / sigma1 (donde f y V son constantes)
Esta relación implica que la resistencia parásita disminuiría en altitud, por ejemplo, un avión dado en vuelo a una TAS (Velocidad Verdadera) dada a 40,000 pies (sigma = 0.25) tendría un cuarto de la resistencia parásita que a nivel del mar (sigma = 1.00). Este efecto resulta cuando la menor densidad del aire produce menos presión dinámica. Sin embargo, si el avión se vuela a una EAS (Velocidad Equivalente) constante, la presión dinámica y, por lo tanto, la resistencia parásita no varían. En este caso, la TAS sería mayor en altitud para proporcionar la misma EAS.
EFFECT OF SPEED (EFECTO DE LA VELOCIDAD).
El efecto de la velocidad sola sobre la resistencia parásita es el más importante. Si todos los otros factores se mantienen constantes, el efecto de la velocidad sobre la resistencia parásita se expresa como:
Fórmula: Dp2 / Dp1 = (V2 / V1)^2 (f y sigma son constantes)
Esta relación expresa un efecto poderoso de la velocidad sobre la resistencia parásita. Como ejemplo, un avión dado en vuelo a alguna altitud tendría cuatro veces más resistencia parásita al doble de velocidad y un cuarto de resistencia parásita a la mitad de la velocidad original. Este hecho puede ser apreciado por la relación de la presión dinámica con la velocidad: dos veces más V, cuatro veces más q, y cuatro veces más Dp. Esta variación expresada de la resistencia parásita con la velocidad señala que la resistencia parásita será de la mayor importancia a altas velocidades y prácticamente insignificante en vuelo a bajas presiones dinámicas.
En el régimen de vuelo subsónico, la configuración ordinaria de un avión tiene una porción muy grande del área parásita equivalente determinada por la Skin Friction Drag (resistencia de fricción superficial). Dado que el ala contribuye casi la mitad de la resistencia parásita total, la resistencia de perfil del ala puede ser minimizada mediante el uso de secciones de perfil aerodinámico que producen un flujo laminar extenso. Un efecto sutil en la resistencia parásita ocurre por la influencia del área del ala (S). Dado que el área del ala aparece directamente en la ecuación de resistencia parásita, una reducción en el área del ala reduciría la resistencia parásita si todos los otros factores permanecieran sin cambios.
A medida que las velocidades de vuelo de los aviones se acercan a la velocidad del sonido, se debe tener gran cuidado para retrasar y aliviar los efectos de compresibilidad asociados con las ondas de choque.
AIRPLANE TOTAL DRAG (RESISTENCIA TOTAL DEL AVIÓN)
La resistencia total de un avión en vuelo es la suma de la resistencia inducida y parásita. La figura 1.35 ilustra la variación de la resistencia total con la velocidad para un avión dado en vuelo nivelado a un peso, configuración y altitud particulares. La resistencia parásita aumenta con la velocidad variando como el cuadrado de la velocidad mientras que la resistencia inducida disminuye con la velocidad variando inversamente como el cuadrado de la velocidad. La resistencia total del avión muestra el predominio de la resistencia inducida a baja velocidad y la resistencia parásita a alta velocidad. Puntos específicos de interés en la curva de resistencia son los siguientes:
(A) La pérdida (Stall) de este avión en particular ocurre a 100 nudos y está indicada por un aumento brusco en la resistencia real.
(B) A una velocidad de 124 nudos, el avión incurriría en una tasa mínima de descenso en vuelo sin potencia (Power-off). Note que a esta velocidad la resistencia inducida comprende el 75 por ciento de la resistencia total. Si este avión fuera impulsado con una planta motriz de tipo hélice recíproca, la autonomía máxima ocurriría a esta velocidad.
La Induced Drag predomina a velocidades por debajo del punto de resistencia total mínima. Cuando el avión opera en la condición de potencia mínima requerida, la resistencia total es 75 por ciento resistencia inducida y 25 por ciento resistencia parásita. Así, la resistencia inducida es tres veces mayor que la resistencia parásita cuando se requiere potencia mínima.
(C) El punto de resistencia total mínima ocurre a una velocidad de 163 nudos. Dado que a esta velocidad se incurre en la menor resistencia total para un vuelo de sustentación igual al peso, el avión está operando al máximo (L/D)max. Debido a la manera particular en que las resistencias parásita e inducida varían con la velocidad (resistencia parásita directamente como la velocidad al cuadrado; resistencia inducida inversamente como la velocidad al cuadrado) la resistencia total mínima ocurre cuando las resistencias inducida y parásita son iguales.
(D) El punto (D) está a una velocidad aerodinámica aproximadamente 32 por ciento mayor que la velocidad para (L/D)max. Note que la resistencia parásita comprende el 75 por ciento de la resistencia total a una velocidad de 215 nudos. Este punto en la curva de resistencia produce la mayor proporción entre velocidad y resistencia y sería el punto para alcance máximo si el avión fuera propulsado por jet.
(E) A una velocidad de 400 nudos, la resistencia inducida es una parte extremadamente pequeña de la resistencia total y la resistencia parásita predomina.
(F) A medida que el avión alcanza velocidades de vuelo muy altas, la resistencia aumenta de una manera muy rápida debido a la compresibilidad.
DESIGN FEATURES (CARACTERÍSTICAS DE DISEÑO)
Fuselaje y góndolas de alta Fineness Ratio (relación de finura), y secciones de ala delgadas que tienen distribuciones de presión muy suaves y uniformes. Las bajas relaciones de aspecto (Aspect Ratios) y el Sweepback (flecha) son favorables para retrasar y reducir el aumento de resistencia por compresibilidad. Además, los efectos de interferencia son bastante importantes en el vuelo transónico y supersónico y la distribución del área de la sección transversal del avión debe controlarse para minimizar los picos de velocidad locales que podrían crear una formación prematura de ondas de choque fuertes.
La configuración moderna de avión ilustrará las características requeridas para afectar un rendimiento de muy alta velocidad: bajo Aspect Ratio, Sweepback, secciones delgadas de baja resistencia, etc.
REQUIRED THRUST AND POWER (EMPUJE Y POTENCIA REQUERIDOS)
DEFINITIONS (DEFINICIONES)
Todos los elementos principales de las condiciones de rendimiento de vuelo implican condiciones de vuelo de estado estable y equilibrio del avión. Para que el avión permanezca en vuelo nivelado estable, el equilibrio debe obtenerse mediante una sustentación igual al peso del avión y un empuje (Thrust) de la planta motriz igual a la resistencia (Drag) del avión. Así, la resistencia del avión define el empuje requerido para mantener un vuelo nivelado estable.
La potencia requerida para el vuelo depende del empuje requerido y de la velocidad de vuelo. Por definición, la potencia propulsiva (Horsepower) requerida se relaciona con el empuje requerido y la velocidad de vuelo mediante la siguiente ecuación:
Fórmula: Pr = (Tr * V) / 325
Donde:
Pr= potencia requerida, h.p.Tr= empuje requerido (resistencia total), lbs.V= velocidad verdadera, nudos (knots).
Por inspección de esta relación, es aparente que cada libra de resistencia a 325 nudos requiere un caballo de fuerza de potencia propulsiva. Sin embargo, cada libra de resistencia a 650 nudos requiere dos caballos de fuerza mientras que cada libra de resistencia a 162.5 nudos requiere medio caballo de fuerza. El término "potencia" implica una tasa de trabajo y, como tal, será una función de la velocidad a la que se desarrolla una fuerza particular.
La distinción entre empuje requerido y potencia requerida es necesaria por varias razones. Para elementos de rendimiento como el alcance y la autonomía (Endurance), es necesario relacionar el flujo de combustible de la planta motriz con el nivel de vuelo estable. Algunas plantas motrices incurren en una tasa de flujo de combustible según la salida de empuje mientras que otras plantas motrices incurren en una tasa de flujo de combustible dependiendo de la salida de potencia. Por ejemplo, el motor turbojet es principalmente una máquina productora de empuje y el flujo de combustible está más directamente relacionado con la salida de empuje. El motor recíproco es principalmente una máquina productora de potencia y el flujo de combustible está más directamente relacionado con la salida de potencia.
Fórmula: Pri = (Di * V) / 325
Donde:
Pri= potencia inducida requerida, h.p.Di= resistencia inducida, lbs.V= velocidad verdadera, nudos
(Continuación en image_928e1c.png)
Así, la potencia inducida requerida variará con la sustentación, Aspect Ratio, altitud, etc., de la misma manera que la resistencia inducida. La única diferencia será la variación con la velocidad. Si todos los otros factores permanecen constantes, la potencia inducida requerida varía inversamente con la velocidad mientras que la resistencia inducida varía inversamente con el cuadrado de la velocidad.
Fórmula: Pri2 / Pri1 = V1 / V2
Por ejemplo, si un avión en vuelo nivelado estable se opera al doble de velocidad, la resistencia inducida es un cuarto del valor original pero la potencia inducida requerida es la mitad del valor original.
La potencia parásita requerida es una función de la resistencia parásita y la velocidad.
Fórmula: Prp = (Dp * V) / 325
Donde:
Prp= potencia parásita requerida, h.p.Dp= resistencia parásita, lbs.V= velocidad verdadera, nudos
Así, la potencia parásita requerida variará con la altitud y el área parásita equivalente (f) de la misma manera que la resistencia parásita. Sin embargo, la variación con la velocidad será diferente. Si todos los otros factores son constantes, la resistencia parásita varía como el cuadrado de la velocidad pero la potencia parásita varía como el cubo de la velocidad.
Fórmula: Prp2 / Prp1 = (V2 / V1)^3
Por ejemplo, si un avión en vuelo estable se opera al doble de velocidad, la resistencia parásita es cuatro veces mayor pero la potencia parásita requerida es ocho veces el valor original.
VARIATIONS OF THRUST REQUIRED AND POWER REQUIRED / VARIACIONES DEL EMPUJE REQUERIDO Y LA POTENCIA REQUERIDA
Las curvas de empuje requerido versus velocidad y potencia requerida versus velocidad proporcionan la base para el análisis de todos los elementos principales del rendimiento del avión (airplane performance). Los cambios en las curvas de resistencia (drag) y potencia con las variaciones del peso bruto del avión, configuración y altitud proporcionan información para la variación del alcance, resistencia (endurance), rendimiento de ascenso, etc., con estos mismos elementos.
El efecto de un cambio de peso en el empuje y la potencia requerida se ilustra en la figura 2.2.
El efecto principal de un cambio de peso es un cambio en la resistencia inducida (induced drag) y la potencia inducida requerida a cualquier velocidad dada. Por lo tanto, los mayores cambios en las curvas de empuje y potencia requerida tendrán lugar en el rango de vuelo a baja velocidad, donde dominan los efectos inducidos. Los cambios en el empuje y la potencia requerida en el rango de vuelo de alta velocidad son relativamente leves porque los efectos parásitos dominan a alta velocidad. La resistencia inducida es relativamente pequeña y los cambios en estos elementos producen un efecto pequeño en el empuje total o la potencia requerida.
Además del efecto general sobre la resistencia inducida y la potencia requerida a velocidades particulares, un cambio en el peso requerirá que el avión opere a diferentes velocidades aerodinámicas (airspeeds) para mantener condiciones específicas de coeficiente de sustentación (lift coefficient) y ángulo de ataque. Si el avión está en vuelo estable a un CL (coeficiente de sustentación) particular, la velocidad aerodinámica requerida para este CL variará con el peso de la siguiente manera:
V2 / V1 = RaízCuadrada( W2 / W1 )
donde
V1 = velocidad correspondiente a un CL y peso específicos, W1
V2 = velocidad correspondiente al mismo CL pero a un peso diferente, W2
Para el avión de ejemplo de la figura 2.2, un cambio de peso bruto de 15,000 a 22,500 libras requiere que el avión opere a velocidades que son un 22.5 por ciento mayores para mantener un coeficiente de sustentación específico. Por ejemplo, si el avión de 15,000 libras opera a 160 nudos para la velocidad de (L/D)max (sustentación/resistencia máxima), la velocidad para (L/D)max a 22,500 libras es:
V2 = V1 * RaízCuadrada( W2 / W1 )
V2 = 160 * RaízCuadrada( 22,500 / 15,000 )
V2 = (160) (1.225)
V2 = 196 nudos
La misma situación existe con respecto a las curvas de potencia requerida donde un cambio en el peso requiere un cambio de velocidad para mantener el vuelo a un CL particular. Por ejemplo, si el avión de 15,000 libras logra la potencia mínima requerida a 122 nudos, un aumento en el peso a 22,500 libras aumenta la velocidad para la potencia mínima requerida a 149 nudos.
Por supuesto, los coeficientes de empuje y potencia requerida a coeficientes de sustentación (specific lift coefficients) específicos se ven alterados por los cambios en el peso. A un CL específico, cualquier cambio en el peso causa un cambio similar en el empuje requerido, por ejemplo, un aumento del 50 por ciento en el peso causa un aumento del 50 por ciento en el empuje requerido al mismo CL.
El efecto de un cambio de peso en la potencia requerida a un CL específico es un poco más complejo porque un cambio en la velocidad acompaña al cambio en la resistencia (drag) y hay un efecto doble. Un aumento del 50 por ciento en el peso produce un aumento del 83.8 por ciento en la potencia requerida para mantener un CL específico.
Este es el resultado de un aumento del 50 por ciento en el empuje requerido acoplado con un aumento del 22.5 por ciento en la velocidad. El efecto del cambio de peso en la velocidad, empuje requerido, potencia requerida y coeficientes de sustentación proporciona una base importante para varias técnicas de condiciones de vuelo de crucero y resistencia (endurance).
La Figura 2.3 ilustra el efecto en las curvas de empuje y potencia requerida de un cambio en el área parásita equivalente, f, de la configuración. Dado que la resistencia parásita (parasite drag) predomina en la región de alta velocidad de vuelo, un cambio en f producirá el mayor cambio en el empuje y la potencia requerida a alta velocidad.
Dado que la resistencia parásita es relativamente pequeña en la región de vuelo a baja velocidad, pequeños cambios en f producirán cambios relativamente pequeños en el empuje y la potencia requerida a bajas velocidades. El efecto principal de un cambio en el área parásita equivalente de la configuración es cambiar la resistencia parásita a cualquier velocidad dada.
Las curvas de la figura 2.3 representan los cambios en las curvas de empuje y potencia requerida debido a un aumento del 50 por ciento en el área parásita total equivalente de la configuración. La resistencia total mínima se incrementa por un aumento en f y el (L/D)max se reduce.
Además, el aumento en f aumentará el CL para (L/D)max y requerirá una reducción en la velocidad en el nuevo, pero disminuido, (L/D)max. El punto de potencia mínima requerida ocurre a una velocidad aerodinámica más baja y el valor de la potencia mínima requerida aumenta ligeramente. Generalmente, el efecto sobre la potencia mínima requerida es leve porque la resistencia parásita es solo el 25 por ciento del total en esta condición de vuelo específica.
Un aumento en el área parásita equivalente de un avión puede ser provocado por la extensión de los flaps, extensión del tren de aterrizaje, extensión de los frenos de velocidad (speed brakes), adición de cargas externas (stores), etc. En tales casos, una disminución en el factor de eficiencia del avión, e, puede acompañar a un aumento en f para tener en cuenta los cambios adicionales en la resistencia parásita que pueden variar con el CL.
Un cambio en la altitud puede producir cambios significativos en las curvas de empuje y potencia requerida. Los efectos de la altitud en estas curvas proporcionan una gran parte de la explicación del efecto de la altitud sobre el alcance y la resistencia (endurance).
La Figura 2.4 ilustra el efecto de un cambio de altitud en las curvas de empuje y potencia requerida. Mientras la configuración del avión y el peso bruto sean constantes, y los efectos de compresibilidad sean despreciables, el efecto principal del aumento de altitud está en la curva de empuje requerido; es que las condiciones aerodinámicas específicas ocurren a velocidades verdaderas (true airspeeds) más altas. Por ejemplo, el avión sujeto a nivel del mar tiene una resistencia mínima de 1,250 libras a 160 nudos.
El mismo avión incurriría en la misma resistencia a la altitud si operara a la misma velocidad aerodinámica equivalente (equivalent airspeed) de 160 nudos. Sin embargo, la velocidad aerodinámica equivalente de 160 nudos a 22,000 pies de altitud produciría una velocidad verdadera (true airspeed) de 227 nudos. Así, un aumento en la altitud hará que la curva de empuje requerido se aplane y se mueva hacia la dirección de mayor velocidad. Note que la altitud por sí sola no alterará el valor de la resistencia mínima.
El efecto de la altitud en la curva de potencia requerida puede considerarse mejor a partir del efecto sobre la velocidad verdadera para lograr una condición dinámica específica. La curva de potencia requerida a nivel del mar de la figura 2.4 indica que el (L/D)max ocurre a 160 nudos y requiere 615 h.p. Si este mismo avión es operado al (L/D)max a una altitud de 22,000 pies, la misma resistencia se incurre a una velocidad más alta y requiere una potencia mayor.
El aumento en la velocidad a 227 nudos explica el aumento en la potencia requerida a 872 h.p. En realidad, los diversos puntos en la curva de potencia requerida pueden considerarse afectados de esta misma manera. A coeficientes de sustentación y ángulos de ataque específicos, un cambio en la altitud alterará la velocidad verdadera; un cambio particular en la potencia requerida a causa del cambio en la velocidad verdadera. Un aumento en la altitud.
AVAILABLE THRUST AND POWER / EMPUJE Y POTENCIA DISPONIBLES
PRINCIPLES OF PROPULSION / PRINCIPIOS DE PROPULSIÓN
Todas las plantas motrices (powerplants) tienen principios generales en común. Independientemente del tipo de dispositivo de propulsión, el desarrollo del empuje está relacionado por las leyes del movimiento de Newton.
F = ma
o
F = d(mV) / dt
donde
F = fuerza o empuje (thrust), lbs.
m = masa, slugs
a = aceleración, pies por segundo cuadrado
d/dt = derivada con respecto al tiempo, p.ej., tasa de cambio con el tiempo
mV = momento (momentum), lb-seg., producto de la masa y la velocidad
La fuerza de empuje resulta de la aceleración del fluido de trabajo. El empuje proporcionado se explica por la magnitud del empuje producido por la tasa de cambio de momento producido por la planta motriz. Un motor cohete crea un empuje muy grande creando un cambio muy grande en la velocidad de una masa relativamente pequeña de propulsores. Una hélice (propeller) produce empuje creando un cambio comparativamente pequeño en la velocidad de una masa de aire relativamente grande.
El desarrollo del empuje por un turborreactor (turbojet) o planta motriz estatorreactor (ramjet) se ilustra en la figura 2.5. El aire se aproxima a una velocidad, V1, dependiendo de la velocidad de vuelo y la planta motriz opera sobre un cierto flujo másico de aire, Q, que pasa a través del motor. Dentro de la planta motriz, se agrega energía quemando combustible, y el flujo másico es expulsado desde la boquilla (nozzle) alcanzando finalmente una velocidad, V2. El cambio de momento logrado por esta acción produce el empuje,
Ta = Q (V2 - V1)
donde
Ta = empuje (thrust), lbs.
Q = flujo másico (mass flow), slugs por seg.
V1 = velocidad de entrada (o vuelo), pies por seg.
V2 = velocidad del chorro (jet velocity), pies por seg.
La planta motriz típica de estatorreactor o turborreactor deriva su empuje trabajando con un flujo másico relativamente más pequeño que el de una hélice, pero con un cambio de velocidad relativamente mayor. De la ecuación anterior se debe apreciar que el empuje del chorro (jet thrust) varía directamente con el flujo másico, Q, y el cambio de velocidad, V2 - V1. Este hecho es útil para explicar muchas de las características de rendimiento de la planta motriz a reacción.
En el proceso de crear empuje mediante el cambio de momento de la corriente de aire, una energía relativa, V2 - V1, se imparte a la corriente de aire. Así, parte de la energía disponible se desperdicia esencialmente mediante esta adición de energía cinética a la corriente de aire. El cambio de energía cinética por tiempo puede explicar la potencia desperdiciada (power wasted) en la corriente de aire.
Pw = KE / t
= Q/2 (V2 - V1)^2
Por supuesto, el desarrollo de empuje con algún flujo másico finito requerirá algún cambio de velocidad finito y habrá el inevitable desperdicio de potencia en la corriente de aire. Para lograr una alta eficiencia de propulsión, el empuje debe desarrollarse con un mínimo de potencia desperdiciada.
La eficiencia de propulsión (propulsion efficiency) de la planta motriz a reacción puede evaluarse comparando la potencia de salida propulsora con la potencia de entrada. Dado que la potencia de entrada es la suma de la potencia de salida y la potencia desperdiciada, se puede derivar una expresión para la eficiencia de propulsión.
eta_p = Pa / (Pa + Pw)
eta_p = 2V1 / (V2 + V1)
donde
eta_p = eficiencia de propulsión
eta = "eta"
Pa = potencia propulsora disponible (propulsive power available)
= Ta * V1
Pw = potencia desperdiciada (power wasted)
La expresión resultante para la eficiencia de propulsión, eta_p, muestra una dependencia de la velocidad de vuelo, V1, y la velocidad del chorro, V2. Cuando la velocidad de vuelo es cero, la eficiencia de propulsión es cero ya que toda la potencia generada se desperdicia en la estela (slipstream) y la potencia propulsora es cero. La eficiencia de propulsión sería 1.00 (o 100 por ciento) solo cuando la velocidad de vuelo, V1, es igual a la velocidad del chorro, V2. En realidad, no sería posible producir empuje bajo tales condiciones con un flujo másico finito. Si bien no se puede alcanzar el 100 por ciento de eficiencia en la práctica, se proporciona cierta información sobre los medios para crear una alta eficiencia de propulsión. Para obtener una alta eficiencia de propulsión es necesario. producir el empuje requerido con el flujo másico más alto posible y el menor cambio de velocidad posible.
El gráfico de la figura 2.5 muestra la variación de la eficiencia de propulsión, eta_p, con la relación de la velocidad de vuelo a la velocidad del chorro, V1 / V2. Para lograr una eficiencia de propulsión de 0.85 se requiere que la velocidad de vuelo sea aproximadamente el 75 por ciento de la velocidad de la estela (slipstream) en relación con el avión. Tal eficiencia propulsora podría ser típica de un avión propulsado por hélice (propeller powered) que deriva su empuje al manejar un gran flujo másico de aire.
El turborreactor típico no puede lograr una eficiencia tan alta porque el empuje se deriva con un flujo másico relativamente más pequeño y un cambio de velocidad mayor. Por ejemplo, si la velocidad del chorro es de 1,200 pies por seg. a una velocidad de vuelo de 600 pies por seg., la eficiencia de propulsión es 0.67. El fan carenado (ducted fan), el chorro de derivación (bypass jet) y el turbohélice (turboprop) son variaciones que mejoran la eficiencia propulsora de un tipo de planta motriz que tiene una capacidad de potencia muy alta.
Cuando las condiciones de alcance, resistencia (endurance) o economía de operación son predominantes, es necesaria una alta eficiencia de propulsión. Por lo tanto, el avión propulsado por hélice con su inherente alta eficiencia propulsora siempre encontrará aplicación. Los requisitos de muy alta velocidad y alta demanda de altitud requieren plantas motrices de potencia propulsora muy alta a partir de plantas motrices relativamente pequeñas. Cuando hay límites prácticos para el aumento del flujo másico, la salida alta se obtiene mediante grandes cambios de velocidad y la baja eficiencia propulsora es una consecuencia inevitable.
PRINCIPIOS DE PROPULSIÓN
AVAILABLE THRUST AND POWER / EMPUJE Y POTENCIA DISPONIBLES
PRINCIPLES OF PROPULSION / PRINCIPIOS DE PROPULSIÓN
Todas las plantas motrices (powerplants) tienen principios generales en común. Independientemente del tipo de dispositivo de propulsión, el desarrollo del empuje está relacionado por las leyes del movimiento de Newton.
F = ma
o
F = d(mV) / dt
donde
F = fuerza o empuje (thrust), lbs.
m = masa, slugs
a = aceleración, pies por seg^2
d/dt = derivada con respecto al tiempo, p.ej., tasa de cambio con el tiempo
mV = momento (momentum), lb-seg., producto de la masa y la velocidad
La fuerza de empuje resulta de la aceleración del fluido de trabajo. El empuje proporcionado se explica por la magnitud del empuje producido por la tasa de cambio de momento producido por la planta motriz. Un motor cohete crea un empuje muy grande creando un cambio muy grande en la velocidad de una masa relativamente pequeña de propulsores. Una hélice produce empuje creando un cambio comparativamente pequeño en la velocidad de una masa de aire relativamente grande.
El desarrollo del empuje por un turborreactor (turbojet) o planta motriz estatorreactor (ramjet) se ilustra en la figura 2.5. El aire se aproxima a una velocidad, V1, dependiendo de la velocidad de vuelo y la planta motriz opera sobre un cierto flujo másico de aire, Q, que pasa a través del motor. Dentro de la planta motriz, se agrega energía quemando combustible, y el flujo másico es expulsado desde la boquilla (nozzle) alcanzando finalmente una velocidad, V2. El cambio de momento logrado por esta acción produce el empuje,
Ta = Q (V2 - V1)
donde
Ta = empuje (thrust), lbs.
Q = flujo másico (mass flow), slugs por seg.
V1 = velocidad de entrada (o vuelo), pies por seg.
V2 = velocidad del chorro (jet velocity), pies por seg.
La planta motriz típica de estatorreactor o turborreactor deriva su empuje trabajando con un flujo másico relativamente más pequeño que el de una hélice, pero con un cambio de velocidad relativamente mayor. De la ecuación anterior se debe apreciar que el empuje del chorro varía directamente con el flujo másico, Q, y el cambio de velocidad, V2 - V1. Este hecho es útil para explicar muchas de las características de rendimiento de la planta motriz a reacción.
En el proceso de crear empuje mediante el cambio de momento de la corriente de aire, una energía relativa, V2 - V1, se imparte a la corriente de aire. Así, parte de la energía disponible se desperdicia esencialmente mediante esta adición de energía cinética a la corriente de aire. El cambio de energía cinética por tiempo puede explicar la potencia desperdiciada (power wasted) en la corriente de aire.
Pw = KE / t
= Q/2 (V2 - V1)^2
Por supuesto, el desarrollo de empuje con algún flujo másico finito requerirá algún cambio de velocidad finito y habrá el inevitable desperdicio de potencia en la corriente de aire. Para lograr una alta eficiencia de propulsión, el empuje debe desarrollarse con un mínimo de potencia desperdiciada.
La eficiencia de propulsión (propulsion efficiency) de la planta motriz a reacción puede evaluarse comparando la potencia de salida propulsora con la potencia de entrada. Dado que la potencia de entrada es la suma de la potencia de salida y la potencia desperdiciada, se puede derivar una expresión para la eficiencia de propulsión.
np = Pa / (Pa + Pw)
np = 2V1 / (V2 + V1)
donde
np = eficiencia de propulsión
n = "eta"
Pa = potencia propulsora disponible (propulsive power available)
= Ta * V1
Pw = potencia desperdiciada (power wasted)
La expresión resultante para la eficiencia de propulsión, np, muestra una dependencia de la velocidad de vuelo, V1, y la velocidad del chorro, V2. Cuando la velocidad de vuelo es cero, la eficiencia de propulsión es cero ya que toda la potencia generada se desperdicia en la estela (slipstream) y la potencia propulsora es cero. La eficiencia de propulsión sería 1.00 (o 100 por ciento) solo cuando la velocidad de vuelo, V1, es igual a la velocidad del chorro, V2.
En realidad, no sería posible producir empuje bajo tales condiciones con un flujo másico finito. Si bien no se puede alcanzar el 100 por ciento de eficiencia en la práctica, se proporciona cierta información sobre los medios para crear una alta eficiencia de propulsión. Para obtener una alta eficiencia de propulsión es necesario producir el empuje requerido con el flujo másico más alto posible y el menor cambio de velocidad posible.
El gráfico de la figura 2.5 muestra la variación de la eficiencia de propulsión, np, con la relación de la velocidad de vuelo a la velocidad del chorro, V1 / V2. Para lograr una eficiencia de propulsión de 0.85 se requiere que la velocidad de vuelo sea aproximadamente el 75 por ciento de la velocidad de la estela (slipstream) en relación con el avión. Tal eficiencia propulsora podría ser típica de un avión propulsado por hélice que deriva su empuje al manejar un gran flujo másico de aire.
El turborreactor típico no puede lograr una eficiencia tan alta porque el empuje se deriva con un flujo másico relativamente más pequeño y un cambio de velocidad mayor. Por ejemplo, si la velocidad del chorro es de 1,200 pies por seg. a una velocidad de vuelo de 600 pies por seg., la eficiencia de propulsión es 0.67. El fan carenado (ducted fan), el chorro de derivación (bypass jet) y el turbohélice son variaciones que mejoran la eficiencia propulsora de un tipo de planta motriz que tiene una capacidad de potencia muy alta.
Cuando las condiciones de alcance, resistencia (endurance) o economía de operación son predominantes, es necesaria una alta eficiencia de propulsión. Por lo tanto, el avión propulsado por hélice con su inherente alta eficiencia propulsora siempre encontrará aplicación. Los requisitos de muy alta velocidad y alta demanda de altitud requieren plantas motrices de potencia propulsora muy alta a partir de plantas motrices relativamente pequeñas. Cuando hay límites prácticos para el aumento del flujo másico, la salida alta se obtiene mediante grandes cambios de velocidad y la baja eficiencia propulsora es una consecuencia inevitable.
SECCIÓN 2: MOTORES TURBORREACTORES
TURBOJET ENGINES / MOTORES TURBORREACTORES
El motor turborreactor ha encontrado un uso generalizado en la propulsión de aeronaves debido a su peso relativamente bajo de la planta motriz y su alto rendimiento de potencia por peso y tamaño de la planta motriz. Muy pocas plantas motrices de aeronaves pueden compararse con la alta salida, flexibilidad, simplicidad y tamaño pequeño de la turbina de gas de aviación. El acoplamiento de la hélice y el motor recíproco es uno de los medios más eficientes conocidos para convertir la energía del combustible en energía propulsora. Sin embargo, la acción intermitente del motor recíproco impone límites prácticos al flujo de aire que puede procesarse y restringe el desarrollo de potencia.
El flujo continuo y constante característica de la turbina de gas permite un flujo de aire mucho mayor y, por lo tanto, utiliza un mayor gasto de energía de combustible. Si bien la eficiencia de propulsión del motor turborreactor es considerablemente inferior a la de la combinación motor recíproco-hélice, la salida de potencia específica del turborreactor a altas velocidades es bastante superior.
La operación del motor turborreactor implica un cambio relativamente grande en la velocidad que se imparte al flujo másico a través del motor. La Figura 2.6 ilustra la operación de un motor turborreactor típico considerando el procesamiento dado a una unidad de peso de flujo de aire de entrada. Considere una unidad de peso de aire ambiente aproximándose a la entrada al motor, experimentando luego los cambios en presión y volumen a medida que es procesada por el turborreactor. El gráfico de presión versus volumen de la figura 2.6 muestra que la unidad de peso de flujo de aire en la condición atmosférica A es entregada a la entrada de admisión en la condición B.
El propósito de la entrada o difusor (diffuser) es reducir la velocidad y aumentar la presión del flujo que entra en la sección del compresor. Así, la compresión aerodinámica produce un aumento en la presión y una disminución en el volumen de la unidad de peso de aire y entrega aire al compresor en la condición C. El trabajo realizado por la compresión aerodinámica de la entrada o difusor está representado por el área ABCX. Generalmente, la mayoría de los motores turborreactores convencionales requieren que el flujo de entrada al compresor sea subsónico y el vuelo supersónico implicará una compresión aerodinámica considerable en la entrada.
El aire entregado a la sección del compresor en la condición C está entonces sujeto a una mayor compresión a través de la sección del compresor. Como resultado de la función del compresor, la unidad de peso de aire está sujeta a una disminución de volumen y aumento de presión a la condición D. La relación de presión del compresor debe ser alta para producir una alta eficiencia térmica en el motor. El área XCDZ representa el trabajo realizado por el compresor durante la compresión de la unidad de peso de aire. Por supuesto, ciertas pérdidas e ineficiencias se incurren durante la compresión y la potencia requerida para operar el compresor será mayor que la indicada por el trabajo realizado en el flujo de aire del motor.
El aire comprimido es descargado desde el compresor a la cámara de combustión en la condición D. Se agrega combustible en la cámara de combustión y la combustión del combustible libera considerable energía térmica. El proceso de combustión en el motor de turbina de gas difiere del motor recíproco en que el proceso es esencialmente una adición de energía térmica a presión constante. Como resultado, la adición de combustible causa un gran cambio en la temperatura y un gran cambio de volumen de la unidad de peso de flujo de aire. El proceso en la cámara de combustión está representado por el cambio del punto D al punto E del diagrama de presión-volumen de la figura 2.6.
Los productos de combustión se entregan a la sección de la turbina donde se debe extraer suficiente trabajo para alimentar la sección del compresor. La alta presión del gas a la turbina permite que se logre una expansión parcial con una caída en la presión y un aumento en el volumen hasta el punto F en el diagrama de presión-volumen. El trabajo extraído de la unidad de peso de aire por la sección de la turbina está representado por el área ZEFY.
Al igual que con el compresor, el trabajo del eje extraído por la turbina diferirá del indicado por el diagrama de presión-volumen debido a ciertas pérdidas incurridas a través de la sección de la turbina. Para una operación estabilizada constante del motor turborreactor, la potencia de la turbina iguala la potencia requerida para operar el compresor; si la potencia de la turbina excede la potencia del compresor, el motor acelerará; si la potencia de la turbina es menor que la potencia requerida por el compresor, el motor desacelerará. La expansión parcial de los gases a través de la turbina proporcionará la potencia para operar el motor.
A medida que los gases son descargados de la turbina en el punto F, la expansión continuará a través de la boquilla de escape (tailpipe nozzle) hasta la presión atmosférica y se logra una expansión continua en el escape. Así, la presión se reduce y el volumen de la unidad de peso de aire aumenta hasta el punto G en el diagrama de presión-volumen. Como resultado, la velocidad final del chorro es mayor que la velocidad de entrada y se ha creado el cambio de momento necesario para el desarrollo del empuje. El área YFGA representa el trabajo restante para proporcionar la expansión a la velocidad del chorro después de que la turbina ha extraído el trabajo requerido para operar el compresor.
FUNCTION OF THE COMPONENTS / FUNCIÓN DE LOS COMPONENTES
Cada uno de los componentes del motor descritos anteriormente contribuirá con alguna función que afecta la eficiencia y la salida del motor turborreactor. Por esta razón, cada uno de estos componentes debe analizarse para determinar los requisitos para características operativas satisfactorias.
The inlet or diffuser (La entrada o difusor): debe adaptarse a la planta motriz para proporcionar la entrada al compresor con el flujo de aire requerido. Generalmente, la entrada del compresor debe recibir el flujo de aire requerido a velocidad subsónica con una distribución uniforme de velocidad y dirección en la cara del compresor. El difusor debe capturar aire de alta energía y entregarlo a bajo número de Mach uniformemente al compresor. Cuando la entrada está a lo largo de los lados del fuselaje, los bordes de la entrada deben ubicarse de tal manera que la entrada reciba solo aire de alta energía y se debe hacer provisión para disponer de la capa límite a lo largo de la superficie del fuselaje. A velocidades de vuelo supersónicas, el difusor debe reducir la velocidad del aire a subsónica con el menor desperdicio de energía en el aire de entrada y lograr el proceso con un mínimo de resistencia aerodinámica. Además, la entrada debe ser eficiente y estable en la operación a través del rango de ángulos de ataque y números de Mach de los que el avión es capaz.
The compressor section (La sección del compresor): es uno de los componentes más importantes del motor turborreactor. El compresor debe suministrar a la cámara de combustión grandes cantidades de aire a alta presión de la manera más eficiente. Dado que el compresor de un motor a reacción no tiene enfriamiento directo, el proceso de compresión tiene lugar con un mínimo de pérdida de calor del aire comprimido. Cualquier pérdida por fricción o ineficiencia del proceso de compresión se manifiesta como un aumento adicional indeseable en la temperatura del aire de descarga del compresor. Por lo tanto, la eficiencia del compresor determinará la potencia necesaria para crear el aumento de presión de un flujo de aire dado y afectará el cambio de temperatura que puede tener lugar en la cámara de combustión. La sección del compresor de un motor a reacción puede ser un compresor de flujo axial o centrífugo. El compresor de flujo centrífugo tiene gran utilidad, simplicidad y flexibilidad de operación. La operación del compresor centrífugo requiere velocidades de entrada relativamente bajas y proporciona alta aceleración en virtud de la fuerza centrífuga. Como resultado, el aire sale del impulsor a muy alta velocidad y alta energía cinética. Un aumento de presión es producido por la expansión posterior en el colector difusor convirtiendo la energía cinética en energía de presión estática. El colector luego distribuye la descarga de alta presión a las cámaras de combustión. Un compresor de entrada doble permite que un diámetro dado de compresor procese un mayor flujo de aire. Los componentes principales del compresor centrífugo se ilustran en la figura 2.7.
El compresor centrífugo puede proporcionar una relación de presión relativamente alta por etapa, pero la provisión de más de una o dos etapas rara vez es factible para motores de turbina de aviación. El compresor centrífugo de una sola etapa es capaz de producir relaciones de presión de aproximadamente tres o cuatro con una eficiencia razonable. Las relaciones de presión superiores a cuatro requieren una velocidad de punta del impulsor tan alta que la eficiencia del compresor disminuye muy rápidamente. Dado que las altas relaciones de presión son necesarias para lograr un bajo consumo de combustible, el compresor centrífugo encuentra su mayor aplicación en los motores más pequeños donde la simplicidad y la flexibilidad de operación son los requisitos principales en lugar de la alta eficiencia.
El compresor de flujo axial consta de filas alternas de perfiles aerodinámicos giratorios y estacionarios. Los componentes principales del compresor axial se ilustran en la figura 2.7. Un aumento de presión ocurre a través de la fila de álabes giratorios (rotating blades) ya que los perfiles aerodinámicos causan una disminución en la velocidad relativa a los álabes. Un aumento de presión adicional tiene lugar a través de la fila de álabes estacionarios (stationary blades/vanes) ya que estos perfiles aerodinámicos causan una disminución en la velocidad absoluta del flujo. La disminución en la velocidad, relativa o absoluta, efectúa una compresión del flujo y causa el aumento en la presión estática. Si bien el aumento de presión por etapa del compresor axial es relativamente bajo, la eficiencia es muy alta y se pueden obtener altas relaciones de presión de manera eficiente mediante etapas axiales sucesivas. Por supuesto, el aumento de presión eficiente en cada etapa está limitado por velocidades de flujo excesivas. El compresor axial de múltiples etapas es capaz de proporcionar relaciones de presión de cinco a diez (o mayores) con eficiencias que no pueden ser alcanzadas con un compresor centrífugo de múltiples etapas.
El compresor de flujo axial puede proporcionar eficientemente las altas relaciones de presión necesarias para un bajo consumo de combustible. Además, el compresor axial es capaz de proporcionar un alto flujo de aire con un diámetro mínimo de compresor. Cuando se compara con el compresor centrífugo, el diseño y la construcción del compresor axial es relativamente complejo y costoso y la alta eficiencia se mantiene en un rango mucho más estrecho de condiciones operativas. Por estas razones, el compresor axial encuentra su mayor aplicación donde las demandas de eficiencia y salida predominan sobre las consideraciones de costo, simplicidad, flexibilidad de operación, etc. Los compresores de múltiples carretes (multispool) y los álabes del estator variable sirven para mejorar las características operativas del compresor axial y aumentar la flexibilidad de operación.
The combustion chamber (La cámara de combustión): debe convertir la energía química del combustible en energía térmica y causar un gran aumento en la energía total del flujo de aire. La cámara de combustión operará con una limitación principal: la temperatura de descarga de la cámara de combustión debe ser tolerada por la sección de la turbina. La combustión de combustibles de hidrocarburos puede producir temperaturas de gas que superan los 1,700 a 1,800° C. Sin embargo, las temperaturas máximas continuas de los álabes de la turbina rara vez superan los 800° a 1,000° C y se debe utilizar un considerable exceso de aire en la cámara de combustión para evitar exceder estos límites de temperatura.
Si bien el diseño de la cámara de combustión puede tomar varias formas y configuraciones, las características principales de una cámara típica se ilustran en la figura 2.8. La cámara de combustión recibe la descarga de alta presión del compresor e introduce aproximadamente la mitad de este aire en el área inmediata del spray de combustible. Este aire primario debe introducirse con alta turbulencia y velocidades bastante bajas para mantener un núcleo de combustión en la cámara de combustión. En el proceso normal de combustión, la velocidad de propagación de la llama es bastante baja y, si las velocidades locales son demasiado altas en el extremo delantero de la cámara de combustión, es probable que la llama se apague (blow out). El flujo de aire secundario o de enfriamiento se introduce corriente abajo desde el núcleo de combustión para diluir los productos de combustión y reducir la temperatura del gas de descarga.
La boquilla de combustible (fuel nozzle) debe proporcionar un spray de combustible finamente atomizado y uniformemente distribuido a través de un amplio rango de tasas de flujo. Un diseño muy especializado es necesario para proporcionar un patrón de pulverización y circulación adecuados en la cámara de combustión para hacer un uso eficiente del combustible mediante una combustión completa. Las temperaturas en el núcleo de combustión pueden exceder los 1,700° C, pero el aire secundario diluirá el gas y reducirá la temperatura a algún valor que pueda ser tolerado en la sección de la turbina. Una caída de presión ocurrirá a través de la cámara de combustión para acelerar los gases de combustión hacia atrás.
Generalmente, la relación total combustible-aire del turborreactor es bastante baja debido a la temperatura límite de entrada a la turbina. La relación total de combustible-aire es generalmente algún valor entre 80 a 40 durante condiciones operativas ordinarias debido a la gran cantidad de flujo de aire secundario o de enfriamiento.
Además, la turbulencia y la fricción del fluido causarán una caída de presión, pero esta pérdida debe mantenerse al mínimo incurrido al proporcionar una combustión completa. La transferencia de calor a través de las paredes de la cámara de combustión constituye una pérdida de energía térmica y debe mantenerse al mínimo. Así, la cámara de combustión debe encerrar el espacio de combustión con un mínimo de área superficial para minimizar el calor y las pérdidas por fricción. Por lo tanto, el tipo de cámara de combustión "anular" ofrece ciertas ventajas sobre el tipo de cámara de combustión múltiple "can" (tipo bote).
The turbine section (La sección de la turbina): es el elemento más crítico del motor turborreactor. La función de la turbina es extraer energía de los gases de combustión y suministrar potencia para impulsar el compresor y los accesorios. En el caso del motor turbohélice, la sección de la turbina debe extraer una porción muy grande de la energía para impulsar la hélice además del compresor y los accesorios.
La cámara de combustión entrega gases de combustión de alta energía a la sección de la turbina a alta presión y temperatura tolerable. Los álabes de la tobera de la turbina (turbine nozzle vanes) son una fila de álabes estacionarios inmediatamente delante de la turbina giratoria. Estos álabes forman las boquillas que descargan los gases de combustión como chorros de alta velocidad sobre la turbina giratoria. De esta manera, la energía de alta presión de los gases de combustión se convierte en energía cinética y tiene lugar una caída de presión y temperatura. La función de los álabes de la turbina (turbine blades) que operan en estos chorros es desarrollar una fuerza tangencial a lo largo de la rueda de la turbina extrayendo así energía mecánica de los gases de combustión. Esto se ilustra en la figura 2.8.
La forma de los álabes de la turbina puede ser una combinación de dos tipos distintos. La turbina de tipo impulso (impulse type turbine) depende de las paletas de la boquilla para lograr la conversión de la presión del gas de combustión a chorros de alta velocidad. Los álabes de la turbina de impulso están conformados para producir una gran desviación del gas y desarrollar la fuerza tangencial por el cambio de dirección del flujo. En tal diseño, ocurre una caída insignificante de velocidad y presión a través de los álabes del rotor de la turbina. La turbina de tipo reacción (reaction type turbine) difiere en que ocurren grandes cambios de velocidad y presión a través de los álabes del rotor de la turbina. En la turbina de reacción, las paletas estacionarias sirven solo para guiar el gas de combustión hacia el rotor de la turbina con cambios insignificantes en la velocidad y la presión. Los álabes del rotor de la turbina de reacción están conformados para proporcionar una caída de presión y un aumento de velocidad a través de los álabes y la reacción de este aumento de velocidad crea la fuerza tangencial en la rueda. Generalmente, el diseño de la turbina es una forma que utiliza alguna característica de cada uno de los dos tipos.
El álabe de la turbina está sujeto a altos esfuerzos centrífugos que varían como el cuadrado de la velocidad de rotación. Además, el álabe está sujeto a la flexión y torsión de las fuerzas tangenciales de impulso-reacción. El álabe debe soportar estos esfuerzos, que son generalmente de naturaleza vibratoria y cíclica, mientras se encuentra a altas temperaturas. Las temperaturas elevadas a las que debe funcionar la turbina producen condiciones extremas para consideraciones estructurales de fluencia (creep) y fatiga. En consecuencia, la velocidad del motor y los límites de temperatura operativa exigen una consideración muy cuidadosa.
En realidad, el desarrollo de aleaciones de alta temperatura para turbinas es un factor crítico en el desarrollo de turbinas de gas de alta eficiencia y alta salida. Cuanto mayor sea la temperatura de los gases que entran en la turbina, mayor puede ser la temperatura y la presión de los gases en la descarga de la turbina con mayor velocidad del chorro de escape y empuje.
Una temperatura o velocidades excesivas del motor que es inmediatamente aparente pueden producir daños que no son inmediatamente aparentes. Sin embargo, el daño por fluencia y fatiga es acumulativo e incluso aunque el daño pueda no ser inmediatamente aparente por métodos de inspección visual, se deben utilizar métodos de inspección adecuados (distintos de los visuales) y se deben mantener registros adecuados con respecto a la ocurrencia.
The exhaust nozzle (La boquilla de escape): La función del tubo de escape (tailpipe) o boquilla de escape es descargar los gases de escape a la atmósfera a la mayor velocidad posible para producir el mayor cambio de momento y empuje. Si la mayoría del cambio de expansión ocurre a través de la sección de la turbina, queda solo conducir los gases de escape hacia atrás con una pérdida mínima de energía. Sin embargo, si la turbina opera contra una contrapresión notable, la boquilla debe convertir la energía de presión restante en velocidad del gas de escape. Bajo condiciones ideales, la boquilla expandiría el flujo a la presión estática ambiente en el escape y la distribución del área en la boquilla debe proporcionar estas condiciones.
Cuando la relación de la presión del gas de escape a la presión ambiente es mayor que algún valor crítico, puede existir flujo sónico y la boquilla estará estrangulada (choked) o limitada a algún flujo máximo. Cuando se requieren velocidades de gas de escape supersónicas para producir el cambio de momento necesario, el proceso de expansión requerirá la boquilla convergente-divergente ilustrada en la figura 2.9. Con suficiente presión disponible, la expansión inicial en la porción convergente es subsónica aumentando a velocidad sónica en la garganta. La expansión subsiguiente en la porción divergente de la boquilla es supersónica y el resultado es la velocidad de salida más alta para una relación de presión y flujo másico dados.
El gas a alta temperatura y alta energía es entregado a la sección de la turbina donde se extrae potencia para operar el compresor. La expansión parcial o casi completa puede tener lugar a través de la sección de la turbina con la caída de presión y temperatura acompañante. La boquilla de escape completa la expansión produciendo el cambio de velocidad del chorro final y el momento necesario para el desarrollo del empuje.
Cuando la relación de presión es muy alta, el diámetro de salida final requerido para expandirse a la presión ambiente puede ser muy grande, pero está prácticamente limitado al diámetro del fuselaje o la góndola (nacelle) del cuerpo posterior. Si los gases de escape exceden la velocidad sónica, como es posible en una cámara de combustión de estatorreactor o sección de postquemador (afterburner), solo la porción divergente de la boquilla puede ser necesaria.
Cuando la relación de la presión del gas de escape a la presión ambiente es relativamente baja e incapaz de producir flujo sónico, una boquilla convergente proporciona la expansión. El área de salida debe ser del tamaño adecuado para provocar las condiciones de salida adecuadas. Si el área de salida es demasiado grande, tendrá lugar una expansión incompleta; si el área de salida es demasiado pequeña, resulta una tendencia de sobre-expansión. El área de salida debe estar adecuadamente proporcionada para el rendimiento general.
Cuando la relación de la presión del gas de escape a la presión ambiente es mayor que algún valor crítico, puede existir flujo sónico y la boquilla estará estrangulada (choked) o limitada a algún flujo máximo. Cuando se requieren velocidades de gas de escape supersónicas para producir el cambio de momento necesario, el proceso de expansión requerirá la boquilla convergente-divergente ilustrada en la figura 2.9. Con suficiente presión disponible, la expansión inicial en la porción convergente es subsónica aumentando a velocidad sónica en la garganta. La expansión subsiguiente en la porción divergente de la boquilla es supersónica y el resultado es la velocidad de salida más alta para una relación de presión y flujo másico dados.
Cuando la relación de presión es muy alta, el diámetro de salida final requerido para expandirse a la presión ambiente puede ser muy grande, pero está prácticamente limitado al diámetro del fuselaje o la góndola (nacelle) del cuerpo posterior. Si los gases de escape exceden la velocidad sónica, como es posible en una cámara de combustión de estatorreactor o sección de postquemador (afterburner), solo la porción divergente de la boquilla puede ser necesaria. El gas a alta temperatura y alta energía es entregado a la sección de la turbina donde se extrae potencia para operar el compresor. La expansión parcial o casi completa puede tener lugar a través de la sección de la turbina con la caída de presión y temperatura acompañante. La boquilla de escape completa la expansión produciendo el cambio de velocidad del chorro final y el momento necesario para el desarrollo del empuje.
PRINCIPIOS DE PROPULSIÓN
AVAILABLE THRUST AND POWER / EMPUJE Y POTENCIA DISPONIBLES
PRINCIPLES OF PROPULSION / PRINCIPIOS DE PROPULSIÓN
Todas las plantas motrices (powerplants) tienen principios generales en común. Independientemente del tipo de dispositivo de propulsión, el desarrollo del empuje está relacionado por las leyes del movimiento de Newton.
F = ma
o
F = d(mV) / dt
donde
F = fuerza o empuje (thrust), lbs.
m = masa, slugs
a = aceleración, pies por seg.²
d/dt = derivada con respecto al tiempo, p.ej., tasa de cambio con el tiempo
mV = momento (momentum), lb-seg., producto de masa y velocidad
La fuerza de empuje resulta de la aceleración del fluido de trabajo. El empuje proporcionado se explica por la magnitud del empuje producido por la tasa de cambio de momento producido por la planta motriz. Un motor cohete crea un empuje muy grande creando un cambio muy grande en la velocidad de una masa relativamente pequeña de propulsores. Una hélice (propeller) produce empuje creando un cambio comparativamente pequeño en la velocidad de una masa de aire relativamente grande.
El desarrollo del empuje por un turborreactor (turbojet) o planta motriz estatorreactor (ramjet) se ilustra en la figura 2.5. El aire se aproxima a una velocidad, V1, dependiendo de la velocidad de vuelo y la planta motriz opera sobre un cierto flujo másico de aire, Q, que pasa a través del motor. Dentro de la planta motriz, se agrega energía quemando combustible, y el flujo másico es expulsado desde la boquilla alcanzando finalmente una velocidad, V2. El cambio de momento logrado por esta acción produce el empuje,
Ta = Q (V2 - V1)
donde
Ta = empuje (thrust), lbs.
Q = flujo másico (mass flow), slugs por seg.
V1 = velocidad de entrada (o vuelo), pies por seg.
V2 = velocidad del chorro (jet velocity), pies por seg.
La planta motriz típica de estatorreactor o turborreactor deriva su empuje trabajando con un flujo másico relativamente más pequeño que el de una hélice, pero con un cambio de velocidad relativamente mayor. De la ecuación anterior se debe apreciar que el empuje del chorro varía directamente con el flujo másico, Q, y el cambio de velocidad, V2 - V1. Este hecho es útil para explicar muchas de las características de rendimiento de la planta motriz a reacción.
En el proceso de crear empuje mediante el cambio de momento de la corriente de aire, una energía relativa, V2 - V1, se imparte a la corriente de aire. Así, parte de la energía disponible se desperdicia esencialmente mediante esta adición de energía cinética a la corriente de aire. El cambio de energía cinética por tiempo puede explicar la potencia desperdiciada (power wasted) en la corriente de aire.
Pw = KE / t
= Q/2 (V2 - V1)²
Por supuesto, el desarrollo de empuje con algún flujo másico finito requerirá algún cambio de velocidad finito y habrá el inevitable desperdicio de potencia en la corriente de aire. Para lograr una alta eficiencia de propulsión, el empuje debe desarrollarse con un mínimo de potencia desperdiciada.
La eficiencia de propulsión (propulsion efficiency) de la planta motriz a reacción puede evaluarse comparando la potencia de salida propulsora con la potencia de entrada. Dado que la potencia de entrada es la suma de la potencia de salida y la potencia desperdiciada, se puede derivar una expresión para la eficiencia de propulsión.
np = Pa / (Pa + Pw)
np = 2V1 / (V2 + V1)
donde
np = eficiencia de propulsión
n = "eta"
Pa = potencia propulsora disponible (propulsive power available)
= TaV1
Pw = potencia desperdiciada (power wasted)
La expresión resultante para la eficiencia de propulsión, np, muestra una dependencia de la velocidad de vuelo, V1, y la velocidad del chorro, V2. Cuando la velocidad de vuelo es cero, la eficiencia de propulsión es cero ya que toda la potencia generada se desperdicia en la estela (slipstream) y la potencia propulsora es cero. La eficiencia de propulsión sería 1.00 (o 100 por ciento) solo cuando la velocidad de vuelo, V1, es igual a la velocidad del chorro, V2.
En realidad, no sería posible producir empuje bajo tales condiciones con un flujo másico finito. Si bien no se puede alcanzar el 100 por ciento de eficiencia en la práctica, se proporciona cierta información sobre los medios para crear una alta eficiencia de propulsión. Para obtener una alta eficiencia de propulsión es necesario producir el empuje requerido con el flujo másico más alto posible y el menor cambio de velocidad posible.
El gráfico de la figura 2.5 muestra la variación de la eficiencia de propulsión, np, con la relación de la velocidad de vuelo a la velocidad del chorro, V1 / V2. Para lograr una eficiencia de propulsión de 0.85 se requiere que la velocidad de vuelo sea aproximadamente el 75 por ciento de la velocidad de la estela en relación con el avión. Tal eficiencia propulsora podría ser típica de un avión propulsado por hélice que deriva su empuje al manejar un gran flujo másico de aire.
El turborreactor típico no puede lograr una eficiencia tan alta porque el empuje se deriva con un flujo másico relativamente más pequeño y un cambio de velocidad mayor. Por ejemplo, si la velocidad del chorro es de 1,200 pies por seg. a una velocidad de vuelo de 600 pies por seg., la eficiencia de propulsión es 0.67. El fan carenado (ducted fan), el chorro de derivación (bypass jet) y el turbohélice son variaciones que mejoran la eficiencia propulsora de un tipo de planta motriz que tiene una capacidad de potencia muy alta.
MOTORES TURBORREACTORES Y COMPONENTES
TURBOJET ENGINES / MOTORES TURBORREACTORES
El motor turborreactor ha encontrado un uso generalizado en la propulsión de aeronaves debido a su peso relativamente bajo de la planta motriz y su alto rendimiento de potencia por peso y tamaño de la planta motriz. Muy pocas plantas motrices de aeronaves pueden compararse con la alta salida, flexibilidad, simplicidad y tamaño pequeño de la turbina de gas de aviación. El acoplamiento de la hélice y el motor recíproco es uno de los medios más eficientes conocidos para convertir la energía del combustible en energía propulsora. Sin embargo, la acción intermitente del motor recíproco impone límites prácticos al flujo de aire que puede procesarse y restringe el desarrollo de potencia. El flujo continuo y constante característica de la turbina de gas permite un flujo de aire mucho mayor y, por lo tanto, utiliza un mayor gasto de energía de combustible. Si bien la eficiencia de propulsión del motor turborreactor es considerablemente inferior a la de la combinación motor recíproco-hélice, la salida de potencia específica del turborreactor a altas velocidades es bastante superior.
La operación del motor turborreactor implica un cambio relativamente grande en la velocidad que se imparte al flujo másico a través del motor. La Figura 2.6 ilustra la operación de un motor turborreactor típico considerando el procesamiento dado a una unidad de peso de flujo de aire de entrada. Considere una unidad de peso de aire ambiente aproximándose a la entrada al motor, experimentando luego los cambios en presión y volumen a medida que es procesada por el turborreactor. El gráfico de presión versus volumen de la figura 2.6 muestra que la unidad de peso de flujo de aire en la condición atmosférica A es entregada a la entrada de admisión en la condición B.
El propósito de la entrada o difusor (diffuser) es reducir la velocidad y aumentar la presión del flujo que entra en la sección del compresor. Así, la compresión aerodinámica produce un aumento en la presión y una disminución en el volumen de la unidad de peso de aire y entrega aire al compresor en la condición C. El trabajo realizado por la compresión aerodinámica de la entrada o difusor está representado por el área ABCX. Generalmente, la mayoría de los motores turborreactores convencionales requieren que el flujo de entrada al compresor sea subsónico y el vuelo supersónico implicará una compresión aerodinámica considerable en la entrada.
El aire entregado a la sección del compresor en la condición C está entonces sujeto a una mayor compresión a través de la sección del compresor. Como resultado de la función del compresor, la unidad de peso de aire está sujeta a una disminución de volumen y aumento de presión a la condición D. La relación de presión del compresor debe ser alta para producir una alta eficiencia térmica en el motor. El área XCDZ representa el trabajo realizado por el compresor durante la compresión de la unidad de peso de aire. Por supuesto, ciertas pérdidas e ineficiencias se incurren durante la compresión y la potencia requerida para operar el compresor será mayor que la indicada por el trabajo realizado en el flujo de aire del motor.
El aire comprimido es descargado desde el compresor a la cámara de combustión en la condición D. Se agrega combustible en la cámara de combustión y la combustión del combustible libera considerable energía térmica. El proceso de combustión en el motor de turbina de gas difiere del motor recíproco en que el proceso es esencialmente una adición de energía térmica a presión constante.
Como resultado, la adición de combustible causa un gran cambio en la temperatura y un gran cambio de volumen de la unidad de peso de flujo de aire. El proceso en la cámara de combustión está representado por el cambio del punto D al punto E del diagrama de presión-volumen de la figura 2.6.
Los productos de combustión se entregan a la sección de la turbina donde se debe extraer suficiente trabajo para alimentar la sección del compresor. La alta presión del gas a la turbina permite que se logre una expansión parcial con una caída en la presión y un aumento en el volumen hasta el punto F en el diagrama de presión-volumen.
El trabajo extraído de la unidad de peso de aire por la sección de la turbina está representado por el área ZEFY. Al igual que con el compresor, el trabajo del eje extraído por la turbina diferirá del indicado por el diagrama de presión-volumen debido a ciertas pérdidas incurridas a través de la sección de la turbina. Para una operación estabilizada constante del motor turborreactor, la potencia de la turbina iguala la potencia requerida para operar el compresor.
FUNCTION OF THE COMPONENTS / FUNCIÓN DE LOS COMPONENTES
The inlet or diffuser (La entrada o difusor): La entrada debe coincidir con la planta motriz para proporcionar el flujo de aire requerido. Generalmente, la entrada del compresor debe recibir el aire a velocidad subsónica con una distribución uniforme de velocidad y dirección. El difusor debe capturar aire de alta energía y entregarlo a bajo número de Mach uniformemente al compresor. La capa límite a lo largo del fuselaje debe ser gestionada. A velocidades de vuelo supersónicas, el difusor debe reducir la velocidad del aire a subsónica con el menor desperdicio de energía.
The compressor section (La sección del compresor): Es uno de los componentes más importantes. Puede ser de flujo axial o centrífugo.
Compressor Centrifugal (Compresor centrífugo): Tiene gran utilidad, simplicidad y flexibilidad. El aire sale del impulsor a muy alta velocidad y el difusor convierte la energía cinética en presión. Generalmente limitado a relaciones de presión de 3 o 4 por etapa.
Compressor Axial Flow (Compresor de flujo axial): Consiste en filas alternas de perfiles aerodinámicos giratorios y estacionarios. Un aumento de presión ocurre a través de los álabes giratorios y estacionarios. Es muy eficiente y capaz de altas relaciones de presión (de 5 a 10 o más) mediante etapas sucesivas. Proporciona alto flujo de aire con diámetro mínimo, pero es más complejo y costoso.
The combustion chamber (La cámara de combustión): Debe convertir la energía química del combustible en energía térmica. La temperatura de descarga está limitada por lo que la turbina puede tolerar (máximos continuos rara vez exceden 800-1000° C), mientras que la combustión puede alcanzar 1700-1800° C. Por ello, se usa un exceso de aire considerable (aire secundario) para enfriar los gases. La relación total combustible-aire es baja (entre 80 y 40) debido a este aire de enfriamiento.
The turbine section (La sección de la turbina): Es el elemento más crítico. Extrae energía para impulsar el compresor. Los álabes de la tobera (nozzle vanes) aceleran el gas hacia los álabes de la turbina (turbine blades). Puede ser de tipo impulso (impulse) o reacción (reaction). Los álabes están sujetos a altos esfuerzos centrífugos, térmicos y vibratorios (fluencia y fatiga).
The exhaust nozzle (La boquilla de escape): Descarga los gases a la atmósfera para producir empuje. Si la presión es alta, puede requerir una boquilla convergente-divergente para expansión supersónica.
CARACTERÍSTICAS OPERATIVAS Y RENDIMIENTO
TURBOJET OPERATING CHARACTERISTICS / CARACTERÍSTICAS OPERATIVAS DEL TURBORREACTOR
El motor turborreactor tiene muchas características operativas de gran importancia para el rendimiento del avión. El motor turborreactor es esencialmente una planta motriz que produce empuje y la potencia propulsora producida es resultado de la velocidad de vuelo. La variación del empuje disponible con la velocidad es relativamente pequeña y la salida del motor es casi constante con la velocidad de vuelo. El cambio de momento dado al flujo de aire del motor desarrolla el empuje mediante la siguiente relación:
Ta = Q(V2 - V1)
donde
Ta = empuje disponible, lbs.
Q = flujo másico, slugs por seg.
V1 = velocidad de entrada o vuelo, pies por seg.
V2 = velocidad del chorro, pies por seg.
Dado que un aumento en la velocidad de vuelo aumentará la magnitud de V1, un empuje constante se obtendrá solo si hay un aumento en el flujo másico, Q, o velocidad del chorro, V2. Cuando a baja velocidad, un aumento en la velocidad reducirá el cambio de velocidad a través del motor sin un aumento correspondiente en el flujo másico y el empuje disponible disminuirá. A mayor velocidad, el ram (ariete) beneficioso ayuda a superar este efecto y el empuje disponible ya no disminuye, sino que aumenta con la velocidad.
La potencia propulsora disponible del motor turborreactor es el producto del empuje disponible y la velocidad.
Pa = (Ta * V) / 325
(donde 325 es el factor de conversión para nudos a caballos de fuerza).
Dado que el empuje es esencialmente constante con la velocidad, la potencia disponible aumenta casi linealmente con la velocidad. En este sentido, un turborreactor con 5,000 lbs. de empuje disponible podría producir una potencia propulsora de 5,000 h.p. a 325 nudos o 10,000 h.p. a 650 nudos.
Effect of RPM (Efecto de las RPM): La variación de la salida de empuje con las RPM del motor es de gran importancia. La presión estática cambia como el cuadrado de la velocidad del flujo, por lo que se esperaría que el empuje varíe como el cuadrado de la velocidad rotativa, N. Sin embargo, debido a variaciones en el flujo de aire y eficiencia, el empuje varía mucho más, aproximadamente proporcional a N^3.5.
Por ejemplo (Fig 2.10):
100% RPM -> 100% Empuje
90% RPM -> 69.2% Empuje
80% RPM -> 45.8% Empuje
Note que en el extremo superior, un cambio del 1 por ciento en RPM causa un cambio del 3.5 por ciento en la salida de empuje. Esto ilustra el poderoso efecto de la velocidad rotativa.
Specific Fuel Consumption (Consumo Específico de Combustible - ct): Es el factor importante para evaluar la eficiencia.
ct = Flujo de combustible (lbs/hr) / Empuje (lbs)
Valores típicos para turborreactores con altas relaciones de presión van de 0.8 a 1.2 en vuelo subsónico. El vuelo supersónico con sus pérdidas y altas temperaturas tiende a aumentar el consumo específico a valores de 1.2 a 2.0. El uso de postquemador (afterburner) es bastante ineficiente.
Effect of Altitude (Efecto de la Altitud): La altitud afecta fuertemente el rendimiento. Un aumento en la altitud produce una disminución en densidad y presión y, si está por debajo de la tropopausa, una disminución en la temperatura.
Una disminución en la densidad reduce el empuje.
Una disminución en la temperatura ambiente (hasta la tropopausa) es favorable porque permite mayor cambio de temperatura en la cámara de combustión y mayor velocidad del chorro.
El resultado neto es que el empuje disminuye con la altitud, pero no tan severamente como la variación de la densidad.
Ejemplo de variación (Empuje a altitud / Empuje a nivel del mar):
Nivel del mar: 1.000
20,000 pies: 0.604
40,000 pies: 0.315
El postquemador (afterburner) puede proporcionar un aumento de empuje de hasta el 100 por ciento a gran altitud, ya que no se ve tan afectado como el empuje básico del motor.
CONTROL, LÍMITES E INSTRUMENTOS
GOVERNING APPARATUS / APARATO DE GOBIERNO (CONTROL)
El aparato de gobierno del motor turborreactor consiste principalmente en elementos que controlan el flujo de combustible al motor. Además, puede haber toberas variables, álabes de estator variables, etc. Generalmente, el control de combustible debe regular el flujo, área de la tobera, etc. para proporcionar el rendimiento del motor programado por el acelerador (throttle) o palanca de potencia.
Estas funciones regulatorias deben tener en cuenta las variaciones en altitud, temperatura y velocidad de vuelo.
Un factor principal de gobierno es que a una configuración de potencia seleccionada, las RPM deben mantenerse en todas las condiciones de vuelo.
Además de mantener la operación en estado estable, el control de combustible debe proveer las condiciones transitorias de aceleración y desaceleración del motor. Para acelerar el motor, el control de combustible debe suministrar un flujo de combustible mayor que el requerido para la operación estable. Sin embargo, el flujo de combustible adicional debe ser controlado para prevenir:
Pérdida o oleaje del compresor (compressor stall or surge).
Temperatura de entrada a la turbina excesiva.
Mezcla excesivamente rica que puede no sostener la combustión (rich blowout).
Acceleration and Deceleration (Aceleración y Desaceleración):
Generalmente, los límites de temperatura y pérdida (stall-surge) predominan para formar un límite de flujo de combustible de aceleración. La curva 2 de la figura 2.12 define un límite superior de flujo de combustible que puede ser tolerado. El aparato de gobierno debe limitar el flujo de aceleración dentro de este límite.
Durante la desaceleración, el flujo mínimo permisible está definido por el límite pobre (lean limit) para soportar la combustión. Si el flujo se reduce por debajo de algún valor crítico, ocurrirá un apagado de llama (lean blowout) o flameout.
El motor de flujo centrífugo tiene márgenes de aceleración relativamente grandes. El compresor de flujo axial opera relativamente cerca del límite de pérdida (stall-surge) para obtener eficiencia máxima. Así, el límite de combustible de aceleración está más cerca de las condiciones de estado estable en el motor de flujo axial. Los compresores de múltiples carretes (multi-spool) y álabes de estator variable mejoran grandemente las características de aceleración.
Instruments (Instrumentos):
Hay varios instrumentos importantes para relacionar el rendimiento del motor turborreactor.
Tachometer (Tacómetro): Indica la velocidad del motor, N, en porcentaje de las RPM máximas. Como la variación de empuje con RPM es poderosa, es una referencia importante.
Exhaust gas temperature - EGT (Temperatura de gases de escape): Proporciona una referencia importante para las limitaciones operativas del motor.
Fuel flowmeter (Flujómetro de combustible): Puede proporcionar un reflejo justo de la salida de empuje y la eficiencia operativa.
Tailpipe total pressure (Presión total del tubo de escape): La presión total del tubo de escape (p + q en el tubo de escape) puede correlacionarse con el empuje para una geometría de motor dada. Las relaciones de presión del motor (EPR) proporcionan indicaciones más precisas e inmediatas del empuje de salida que las indicaciones combinadas de RPM y EGT.
PRINCIPIOS DE PROPULSIÓN
AVAILABLE THRUST AND POWER / EMPUJE Y POTENCIA DISPONIBLES
PRINCIPLES OF PROPULSION / PRINCIPIOS DE PROPULSIÓN
Todas las plantas motrices (powerplants) tienen principios generales en común. Independientemente del tipo de dispositivo de propulsión, el desarrollo del empuje está relacionado por las leyes del movimiento de Newton.
F = ma
o
F = d(mV) / dt
donde
F = fuerza o empuje (thrust), lbs.
m = masa, slugs
a = aceleración, pies por seg.²
d/dt = derivada con respecto al tiempo, p.ej., tasa de cambio con el tiempo
mV = momento (momentum), lb-seg., producto de masa y velocidad
La fuerza de empuje resulta de la aceleración del fluido de trabajo. El empuje proporcionado se explica por la magnitud del empuje producido por la tasa de cambio de momento producido por la planta motriz. Un motor cohete crea un empuje muy grande creando un cambio muy grande en la velocidad de una masa relativamente pequeña de propulsores. Una hélice (propeller) produce empuje creando un cambio comparativamente pequeño en la velocidad de una masa de aire relativamente grande.
El desarrollo del empuje por un turborreactor (turbojet) o planta motriz estatorreactor (ramjet) se ilustra en la figura 2.5. El aire se aproxima a una velocidad, V1, dependiendo de la velocidad de vuelo y la planta motriz opera sobre un cierto flujo másico de aire, Q, que pasa a través del motor. Dentro de la planta motriz, se agrega energía quemando combustible, y el flujo másico es expulsado desde la boquilla alcanzando finalmente una velocidad, V2. El cambio de momento logrado por esta acción produce el empuje,
Ta = Q (V2 - V1)
donde
Ta = empuje (thrust), lbs.
Q = flujo másico (mass flow), slugs por seg.
V1 = velocidad de entrada (o vuelo), pies por seg.
V2 = velocidad del chorro (jet velocity), pies por seg.
La planta motriz típica de estatorreactor o turborreactor deriva su empuje trabajando con un flujo másico relativamente más pequeño que el de una hélice, pero con un cambio de velocidad relativamente mayor. De la ecuación anterior se debe apreciar que el empuje del chorro varía directamente con el flujo másico, Q, y el cambio de velocidad, V2 - V1. Este hecho es útil para explicar muchas de las características de rendimiento de la planta motriz a reacción.
En el proceso de crear empuje mediante el cambio de momento de la corriente de aire, una energía relativa, V2 - V1, se imparte a la corriente de aire. Así, parte de la energía disponible se desperdicia esencialmente mediante esta adición de energía cinética a la corriente de aire. El cambio de energía cinética por tiempo puede explicar la potencia desperdiciada (power wasted) en la corriente de aire.
Pw = KE / t
= Q/2 (V2 - V1)²
Por supuesto, el desarrollo de empuje con algún flujo másico finito requerirá algún cambio de velocidad finito y habrá el inevitable desperdicio de potencia en la corriente de aire. Para lograr una alta eficiencia de propulsión, el empuje debe desarrollarse con un mínimo de potencia desperdiciada.
La eficiencia de propulsión (propulsion efficiency) de la planta motriz a reacción puede evaluarse comparando la potencia de salida propulsora con la potencia de entrada. Dado que la potencia de entrada es la suma de la potencia de salida y la potencia desperdiciada, se puede derivar una expresión para la eficiencia de propulsión.
np = Pa / (Pa + Pw)
np = 2V1 / (V2 + V1)
donde
np = eficiencia de propulsión
n = "eta"
Pa = potencia propulsora disponible (propulsive power available)
= Ta * V1
Pw = potencia desperdiciada (power wasted)
La expresión resultante para la eficiencia de propulsión, np, muestra una dependencia de la velocidad de vuelo, V1, y la velocidad del chorro, V2. Cuando la velocidad de vuelo es cero, la eficiencia de propulsión es cero ya que toda la potencia generada se desperdicia en la estela (slipstream) y la potencia propulsora es cero. La eficiencia de propulsión sería 1.00 (o 100 por ciento) solo cuando la velocidad de vuelo, V1, es igual a la velocidad del chorro, V2. En realidad, no sería posible producir empuje bajo tales condiciones con un flujo másico finito. Si bien no se puede alcanzar el 100 por ciento de eficiencia en la práctica, se proporciona cierta información sobre los medios para crear una alta eficiencia de propulsión. Para obtener una alta eficiencia de propulsión es necesario producir el empuje requerido con el flujo másico más alto posible y el menor cambio de velocidad posible.
MOTORES TURBORREACTORES Y SUS COMPONENTES
TURBOJET ENGINES / MOTORES TURBORREACTORES
El motor turborreactor ha encontrado un uso generalizado en la propulsión de aeronaves debido a su peso relativamente bajo de la planta motriz y su alto rendimiento de potencia por peso y tamaño de la planta motriz. Muy pocas plantas motrices de aeronaves pueden compararse con la alta salida, flexibilidad, simplicidad y tamaño pequeño de la turbina de gas de aviación. El acoplamiento de la hélice y el motor recíproco es uno de los medios más eficientes conocidos para convertir la energía del combustible en energía propulsora. Sin embargo, la acción intermitente del motor recíproco impone límites prácticos al flujo de aire que puede procesarse y restringe el desarrollo de potencia. El flujo continuo y constante característico de la turbina de gas permite un flujo de aire mucho mayor y, por lo tanto, utiliza un mayor gasto de energía de combustible.
Ciclo de Operación:
La Figura 2.6 ilustra la operación de un motor turborreactor típico considerando el procesamiento dado a una unidad de peso de flujo de aire de entrada.
A to B: El aire ambiente entra en la admisión. El propósito de la entrada o difusor (diffuser) es reducir la velocidad y aumentar la presión del flujo que entra en la sección del compresor.
B to C: La compresión aerodinámica produce un aumento en la presión y una disminución en el volumen.
C to D: El aire se comprime aún más en el compresor. La relación de presión debe ser alta para una alta eficiencia térmica. El área XCDZ representa el trabajo realizado por el compresor.
D to E: Se añade combustible en la cámara de combustión. El proceso es esencialmente una adición de energía térmica a presión constante. Esto causa un gran cambio en temperatura y volumen.
E to F: Los productos de combustión se expanden parcialmente a través de la turbina para extraer trabajo (área ZEFY) para mover el compresor.
F to G: Los gases se expanden a través de la boquilla de escape hasta la presión atmosférica, aumentando la velocidad del chorro para crear empuje.
FUNCTION OF THE COMPONENTS / FUNCIÓN DE LOS COMPONENTES
The inlet or diffuser (La entrada o difusor): Debe capturar aire de alta energía y entregarlo al compresor a velocidad subsónica con una distribución uniforme. A velocidades supersónicas, debe reducir la velocidad con mínima pérdida de energía.
The compressor section (La sección del compresor):
Centrifugal (Centrífugo): El impulsor acelera el aire a alta velocidad y el difusor convierte esa energía cinética en presión. Es simple, robusto y tiene buena flexibilidad, pero está limitado en relación de presión por etapa (aprox 3 o 4).
Axial Flow (Flujo Axial): Filas alternas de álabes giratorios y estacionarios. Es más complejo y costoso, pero ofrece alta eficiencia, alto flujo másico por diámetro y altas relaciones de presión (5 a 10 o más) mediante múltiples etapas.
The combustion chamber (La cámara de combustión): Convierte energía química en térmica. Debido a que la turbina tiene límites de temperatura (800-1000° C) y la combustión alcanza 1700-1800° C, se requiere un gran exceso de aire secundario para enfriar los gases. La relación total combustible-aire es baja (entre 80 y 40). Puede ser de tipo "can" (bote) o anular.
The turbine section (La sección de la turbina): Extrae energía para mover el compresor. Los álabes están sujetos a altos esfuerzos centrífugos y altas temperaturas, lo que crea problemas de fluencia (creep) y fatiga. Puede ser de impulso o reacción.
The exhaust nozzle (La boquilla de escape): Descarga los gases para producir empuje. Si la relación de presión es muy alta (vuelo supersónico), puede requerirse una boquilla convergente-divergente para permitir la expansión supersónica de los gases.
CARACTERÍSTICAS OPERATIVAS
TURBOJET OPERATING CHARACTERISTICS / CARACTERÍSTICAS OPERATIVAS DEL TURBORREACTOR
El motor turborreactor es esencialmente una planta motriz que produce empuje.
El empuje disponible (Ta) se define como: Ta = Q(V2 - V1).
A bajas velocidades, un aumento en la velocidad reduce el empuje ligeramente, pero a altas velocidades el efecto "ram" (ariete) aumenta el flujo másico y el empuje neto aumenta.
La potencia propulsora disponible (Pa) es: Pa = (Ta * V) / 325.
Dado que el empuje es casi constante, la potencia aumenta linealmente con la velocidad. Un turborreactor de 5,000 lbs de empuje produce 5,000 h.p. a 325 nudos y 10,000 h.p. a 650 nudos.
Effect of RPM (Efecto de las RPM):
El empuje varía enormemente con las RPM, aproximadamente proporcional a N^3.5.
100% RPM = 100% Empuje
90% RPM = ~69% Empuje
80% RPM = ~45% Empuje
El último 20% de las RPM controla más de la mitad del empuje de salida.
Specific Fuel Consumption (Consumo Específico de Combustible - ct):
Es el flujo de combustible por libra de empuje. Valores típicos son 0.8 a 1.2. El vuelo supersónico y el uso de postquemador (afterburner) aumentan este consumo.
Effect of Altitude (Efecto de la Altitud):
La altitud afecta el rendimiento principalmente por la densidad.
El empuje disminuye con la altitud:
Nivel del mar: 1.000 (referencia)
20,000 pies: 0.604
40,000 pies: 0.315
La disminución de temperatura hasta la tropopausa ayuda a mitigar la pérdida de empuje debida a la caída de densidad.
CONTROL E INSTRUMENTOS
GOVERNING APPARATUS / APARATO DE GOBIERNO (CONTROL)
El control de combustible debe regular el flujo para mantener las RPM seleccionadas y gestionar las aceleraciones y desaceleraciones sin dañar el motor.
Acceleration (Aceleración): El flujo de combustible está limitado por la línea de "stall-surge" (pérdida/oleaje) del compresor y los límites de temperatura de la turbina. El control debe suministrar suficiente combustible para acelerar pero sin cruzar estos límites.
Deceleration (Desaceleración): El límite mínimo de flujo de combustible está definido por el límite pobre (lean limit). Si el combustible se reduce demasiado rápido, puede ocurrir un apagado de llama (lean blowout/flameout).
Instruments (Instrumentos):
Para relacionar el rendimiento del motor, el piloto cuenta con:
Tachometer (Tacómetro): Indica velocidad del motor en % de RPM.
Exhaust Gas Temperature (EGT): Crítico para monitorear límites estructurales de la turbina.
Fuel Flowmeter (Flujómetro): Indica consumo y eficiencia.
Tailpipe Total Pressure / EPR: La relación de presión del motor (Engine Pressure Ratio) es a menudo el indicador más preciso del empuje de salida.
LIMITACIONES OPERATIVAS Y PROBLEMAS
TURBOJET OPERATING LIMITATIONS / LIMITACIONES OPERATIVAS DEL TURBORREACTOR
La operación debe mantenerse dentro de límites específicos para obtener la vida útil de servicio anticipada.
Exhaust Gas Temperatures (Temperaturas de gases de escape): La turbina es el componente crítico. El daño por fluencia (creep) y fatiga es acumulativo. Un exceso de temperatura reduce drásticamente la vida de los álabes.
Compressor Stall or Surge (Pérdida o Oleaje del Compresor): Fenómeno transitorio inestable donde los álabes del compresor entran en pérdida (similar a un ala). Puede causar vibración severa, inversión del flujo ("bangs"), y aumento rápido de la EGT. Causas comunes: alto ángulo de ataque en la entrada, mal funcionamiento del control de combustible, o daños en el compresor.
Flameout (Apagado de llama): Puede ocurrir por una mezcla demasiado pobre (desaceleración rápida) o demasiado rica (aceleración excesiva), o interrupción del flujo de combustible. También por ingestión de agua/hielo o condiciones de entrada inusuales a gran altitud.
Compressor Inlet Air Temperature (Temperatura del aire de entrada al compresor): Afecta el empuje. Altas temperaturas reducen el empuje (menor densidad). En vuelo a alto Mach, el calentamiento aerodinámico aumenta la temperatura de entrada, lo que puede limitar las RPM máximas permitidas para no exceder la temperatura de descarga del compresor.
Engine Overspeed (Sobrevelocidad del motor): La fuerza centrífuga varía con el cuadrado de la velocidad. Un 5% de sobrevelocidad produce un 10.25% de sobreesfuerzo. Esto causa daño rápido por fluencia.
Nota sobre la vida útil:
Cualquier operación fuera de los límites (sobretemperatura, sobrevelocidad) consume la vida útil del motor mucho más rápido de lo normal y puede causar fallos prematuros por fatiga o fluencia. El mantenimiento de registros adecuados es esencial.
THRUST AUGMENTATION (Aumento de Empuje)
Muchas condiciones de operación y rendimiento pueden requerir que se proporcione empuje adicional por períodos cortos de tiempo. Cualquier medio para aumentar el empuje del motor turborreactor (turbojet engine) debe lograrse sin un aumento en la velocidad del motor o en la temperatura máxima de la sección de la turbina. Las diversas formas de afterburning (postcombustión) o inyección de agua (water injection) permiten el uso de combustible adicional para proporcionar un aumento del empuje sin aumentar la velocidad del motor o la temperatura de la turbina.
El afterburner (postquemador) es un medio relativamente simple de aumento de empuje y las características principales son su peso ligero y gran aumento de empuje. Una instalación típica de afterburner puede agregar solo del 10 al 20 por ciento del peso básico del motor, pero puede proporcionar un aumento del 40 al 60 por ciento en el empuje estático al nivel del mar. El afterburner consiste en una sección de combustión adicional en la parte trasera (aft) de la sección de la turbina con una disposición de inyectores de combustible (fuel nozzles) y flameholders (sujetadores de llama).
Debido a que las velocidades locales del flujo en el afterburner son bastante altas, los flameholders son necesarios para proporcionar la turbulencia para mantener la combustión dentro de la sección del afterburner. El motor turborreactor opera con flujos de aire (airflows) muy superiores a los requeridos químicamente para soportar la combustión del combustible del motor. Esto es necesario debido a los requisitos de enfriamiento y las limitaciones de temperatura de la turbina.
Dado que solo se utiliza del 15 al 30 por ciento del flujo de aire del motor en la cámara de combustión, la gran descarga de aire en exceso en la turbina puede soportar la combustión de grandes cantidades de combustible adicional. Además, no hay miembros rotatorios altamente estresados en el afterburner y se pueden tolerar temperaturas muy altas. La combustión de combustible en el afterburner trae energía calórica adicional a los gases de escape produciendo mayor velocidad de chorro (jet velocity). Los componentes principales del afterburner se ilustran en la figura 2.14.
Continuación sobre Afterburner y Cálculos
Una característica necesaria del motor turborreactor equipado con afterburner es una tobera variable (variable nozzle). A medida que el afterburner comienza a funcionar, el área de salida de la tobera (nozzle exit area) debe aumentar para acomodar el aumento de los productos de combustión. Si el afterburner comenzara a funcionar sin un aumento en el área de salida, el flujo másico (mass flow) a través del motor caería y las temperaturas del quemador aumentarían rápidamente. El área de la tobera debe controlarse para aumentar a medida que comienza la combustión en el afterburner. Como resultado, el flujo másico del motor recibe un gran aumento en la velocidad del chorro (jet velocity) con el correspondiente aumento en el empuje.
La combustión de combustible en el afterburner tiene lugar a bajas presiones y es relativamente ineficiente. Esta ineficiencia básica de la combustión a baja presión se evidencia por el gran aumento en el consumo específico de combustible (specific fuel consumption). Generalmente, el uso del afterburner al menos duplicará el consumo específico de combustible. Como ejemplo, considere un motor turborreactor capaz de desarrollar 10,000 lbs. de empuje con el uso de afterburner. Los valores típicos para el consumo específico de combustible serían ct = 1.05 para el motor básico o ct = 2.1 cuando el afterburner está en uso. El flujo de combustible durante la operación sería el siguiente:
flujo de combustible = (empuje) (consumo específico de combustible)
sin afterburner,
flujo de combustible = (10,000) (1.05)
= 10,500 lbs./hr.
con afterburner,
flujo de combustible = (15,000) (2.1)
= 31,500 lbs./hr.
La baja eficiencia del afterburner se ilustra por las 21,000 lbs./hr. adicionales de flujo de combustible para crear las 5,000 lbs. adicionales de empuje. Debido al alto consumo de combustible durante la operación del afterburner y el efecto adverso en la autonomía (endurance), el uso del afterburner debe limitarse a períodos cortos de tiempo.
Limitations (Limitaciones) y Water Injection (Inyección de Agua)
Además, puede haber un tiempo limitado para el uso del afterburner debido al calentamiento crítico de la estructura de soporte o adyacente en la vecindad del afterburner.
El consumo específico de combustible del motor básico aumentará con la adición del aparato de afterburner. Las pérdidas incurridas por la mayor fricción del fluido, la tobera y la caída de presión del flameholder, etc., aumentan el consumo específico de combustible del motor básico aproximadamente del 5 al 10 por ciento.
La principal ventaja del afterburner es la capacidad de agregar grandes cantidades de empuje con una penalización de peso relativamente pequeña. La aplicación del afterburner es más común en aeronaves tipo interceptor, de combate y de alta velocidad.
El uso de inyección de agua (water injection) en el motor turborreactor es otro medio de aumento de empuje que permite la combustión de combustible adicional dentro de los límites de velocidad y temperatura del motor. La adición más usual de dispositivos de inyección de agua es para complementar el rendimiento en el despegue y ascenso, especialmente a altas temperaturas ambiente y grandes altitudes. El dispositivo típico de inyección de agua puede producir un aumento del 25 al 35 por ciento en el empuje.
El medio más usual de inyección de agua es el flujo directo del fluido hacia la cámara de combustión. Esto se ilustra en la figura 2.14. La adición del fluido directamente a la cámara de combustión aumenta el flujo másico y reduce la temperatura de entrada a la turbina. La caída de temperatura reduce la potencia de la turbina y se requiere un mayor flujo de combustible para mantener la velocidad del motor. Por lo tanto, se permite el flujo másico dentro de los límites de la turbina, y se imparte mayor energía a los gases de escape.
El fluido inyectado en las cámaras de combustión es generalmente una mezcla de agua y alcohol. La solución de agua-alcohol tiene una ventaja inmediata en el hecho de que previene la congelación del fluido residual en las tuberías a bajas temperaturas. Además, una gran concentración de alcohol en la mezcla puede proporcionar parte de la energía química adicional requerida para mantener la velocidad del motor. De hecho, la gran concentración de alcohol en la mezcla de inyección es un medio preferido para agregar energía de combustible adicional.
Si la energía química agregada se incluye con el flujo de agua, no son necesarios cambios abruptos en el flujo de combustible regulado y hay menos posibilidades de baja velocidad (underspeed) o sobrevelocidad (overspeed) con la inyección de fluido y cuando el flujo de fluido se agota. Por supuesto, son necesarias proporciones estrictas de la mezcla. Dado que la mayoría de los dispositivos de inyección de agua son esencialmente un flujo no modulado, el uso de este dispositivo se limita a alta velocidad del motor y baja altitud para evitar sofocar la combustión (quenching combustion).
THE GAS TURBINE-PROPELLER COMBINATION (La Combinación Turbina de Gas-Hélice)
El motor turboprop (turbohélice) utiliza la turbina para extraer suficiente potencia para operar el compresor. La energía restante del gas de escape se utiliza para proporcionar alta velocidad de gases de escape y empuje de chorro (jet thrust). La eficiencia propulsiva del motor turborreactor es relativamente baja porque el empuje se produce creando un gran cambio de velocidad con un flujo másico relativamente pequeño. La combinación de turbina de gas-hélice (turboprop) es capaz de producir una mayor eficiencia propulsiva en vuelo subsónico al hacer que la hélice opere con un flujo másico mucho mayor.
El motor turboprop o propjet requiere etapas de turbina adicionales para continuar la expansión en la sección de la turbina y extraer un porcentaje muy grande de la energía de los gases de escape como potencia al eje (shaft power). En este sentido, el turboprop es principalmente una máquina productora de potencia y el empuje de chorro es una pequeña cantidad de la potencia propulsiva total. Ordinariamente, el empuje de chorro (jet thrust) representa del 15 al 25 por ciento de la salida total de empuje. Dado que el turboprop es principalmente una planta de potencia, se califica mediante un "caballaje al eje equivalente" (equivalent shaft horsepower).
Fórmulas y Operación del Turboprop
El motor turboprop se clasifica por un "caballaje al eje equivalente" (equivalent shaft horsepower).
ESHP = BHP + (Tj V) / (325 np)
donde
ESHP = caballaje al eje equivalente (equivalent shaft horsepower)
BHP = caballaje al freno (brake horsepower), o potencia al eje aplicada a la hélice
Tj = empuje del chorro (jet thrust), lbs.
V = velocidad de vuelo, nudos, TAS
np = eficiencia de la hélice (propeller efficiency)
El motor de turbina de gas es capaz de procesar grandes cantidades de aire y puede producir una alta potencia de salida para un tamaño de motor dado. Así, la principal ventaja del motor turboprop es la alta potencia específica de salida, alta potencia por peso del motor y alta potencia por tamaño del motor.
El motor de turbina de gas debe operar a una velocidad rotativa bastante alta para procesar grandes flujos de aire y producir alta potencia. Sin embargo, las altas velocidades rotativas no son propicias para una alta eficiencia de la hélice debido a los efectos de compresibilidad. Se debe proporcionar una gran reducción de la velocidad del eje para adaptar el motor y la hélice.
El engranaje reductor (reduction gearing) debe proporcionar una velocidad del eje de la hélice que pueda ser utilizada efectivamente por la hélice y, debido a las altas velocidades rotativas de la turbina, relaciones de engranaje de 6 a 15 pueden ser típicas. La transmisión de grandes caballajes al eje con tal engranaje alto implica problemas de diseño considerables para proporcionar una buena vida útil. Los problemas de tal engranaje fueron una de las mayores dificultades en el desarrollo de plantas de potencia turboprop.
El aparato de gobierno (governing apparatus) para el turboprop debe tener en cuenta una variable adicional, el ángulo de la pala de la hélice (propeller blade angle). Si la hélice se gobierna por separado de la turbina, puede existir una interacción entre los gobernadores (governors) del motor y de la hélice y varias condiciones de "búsqueda" (hunting), sobrevelocidad (overspeed) y sobretemperatura (overtemperature) son posibles.
Por esta razón, la combinación motor-hélice se opera a RPM constantes a lo largo del rango principal de potencia de salida y las principales variables de control son el flujo de combustible y el ángulo de la pala de la hélice.
En el rango principal de potencia de salida, la palanca de gases ordena cierto flujo de combustible y la hélice ajusta el ángulo de la pala para aumentar la carga de la hélice y permanecer a la velocidad gobernada.
Las limitaciones operativas del motor turboprop son bastante similares en naturaleza a las del motor turborreactor. Generalmente, las limitaciones de temperatura de la turbina son los ítems más críticos. Además, las condiciones de sobrevelocidad (overspeed) pueden producir un esfuerzo excesivo (overstress) de los engranajes y la hélice, así como un esfuerzo excesivo de la sección de la turbina.
El rendimiento del turboprop ilustra las ventajas típicas de la combinación hélice-motor. Una mayor eficiencia propulsiva y un alto empuje a bajas velocidades proporcionan la característica de rango, autonomía (endurance) y rendimiento de despegue superior al turborreactor. Al igual que con todas las plantas de potencia equipadas con hélice, la potencia disponible es casi constante con la velocidad. Debido a que la potencia disponible del chorro depende de la velocidad, la potencia disponible total aumenta ligeramente con la velocidad. Sin embargo, el empuje disponible disminuye con la velocidad.
El caballaje al eje equivalente, ESHP, del turboprop se ve afectado por el flujo másico y la temperatura de entrada de manera similar a la del turborreactor. Así, el ESHP variará con la altitud de manera muy similar a la salida de empuje del turborreactor debido a que la mayor densidad a baja altitud y el flujo másico del motor utilizan una serie de etapas de turbina para extraer potencia al eje de los gases de escape y, como los límites de temperatura de entrada al compresor reducen el flujo de combustible permitido dentro de los límites de temperatura de la turbina, los días calurosos causarán una pérdida notable de potencia de salida. Generalmente, el turboprop es tan sensible, si no más sensible, a la temperatura del aire de entrada al compresor que el motor turborreactor.
Specific Fuel Consumption (Consumo Específico de Combustible)
El consumo específico de combustible de la planta de potencia turboprop se define de la siguiente manera:
consumo específico de combustible = flujo de combustible del motor / caballaje al eje equivalente
c = lbs. por hr. / ESHP
Valores típicos para el consumo específico de combustible varían de 0.5 a 0.8 lbs. por hr. por ESHP.
La variación del consumo específico de combustible con las condiciones de operación es similar a la del motor turborreactor. El consumo mínimo específico se obtiene a potencia relativamente alta y grandes altitudes. El ajuste de baja potencia y la alta temperatura del aire de entrada reducen el consumo específico de combustible y los valores más bajos de c se obtienen cerca de altitudes de 25,000 a 35,000 pies.
Por lo tanto, el turboprop así como el turborreactor tienen una preferencia por la operación a gran altitud.
THE RECIPROCATING ENGINE / EL MOTOR RECÍPROCO (O DE PISTÓN)
El motor recíproco es una de las plantas de potencia (powerplants) más eficientes utilizadas para la potencia de las aeronaves. La combinación del motor recíproco y la hélice (propeller) es uno de los medios más eficientes para convertir la energía química del combustible en tiempo de vuelo o distancia. Debido a la alta eficiencia inherente, el motor recíproco es un tipo importante de planta de potencia de aeronaves.
OPERATING CHARACTERISTICS / CARACTERÍSTICAS OPERATIVAS
La función del típico motor recíproco involucra cuatro tiempos (strokes) del pistón para completar un ciclo operativo. Este ciclo principal se ilustra en la figura 2.15 mediante la variación de presión y volumen dentro del cilindro.
El primer tiempo del ciclo operativo es la carrera descendente (downstroke) del pistón con la válvula de admisión (intake valve) abierta. Este tiempo introduce una carga de mezcla aire-combustible a lo largo de la línea AB del diagrama de presión-volumen.
El segundo tiempo logra la compresión de la mezcla aire-combustible a lo largo de la línea BC. La combustión se inicia mediante un aparato de ignición por chispa (spark ignition) y la combustión tiene lugar en esencialmente un volumen constante. La combustión libera calor y causa el aumento de presión a lo largo de la línea CD.
El tiempo de potencia (power stroke) utiliza el aumento de presión a través de la expansión a lo largo de la línea DE. Luego, el escape (exhaust) comienza por el rechazo inicial a lo largo de la línea EB y se completa con la carrera ascendente (upstroke) a lo largo de la línea BA.
El trabajo neto (net work) producido por el ciclo de operación es idealizado por el área BCDE en el diagrama de presión-volumen de la figura 2.15. Durante la operación real, la presión de admisión es más baja que la presión de escape y la presión negativa representa una pérdida por bombeo. La expansión incompleta durante el tiempo de potencia representa una pérdida básica en el ciclo operativo debido al rechazo de los productos de combustión a lo largo de la línea EB.
El área EFB representa una cantidad cierta de energía de los gases de escape, una parte de la cual puede ser extraída por turbinas de escape como potencia de eje adicional para ser acoplada al cigüeñal (crankshaft) (motor compuesto o compound engine) o para ser usada en operar un supercargador (supercharger) (turbosupercargador). Además, la energía del gas de escape puede ser utilizada para aumentar el flujo de enfriamiento del motor (escape por eyector) y reducir la resistencia aerodinámica del capó (cowl drag).
Dado que el trabajo neto producido durante el ciclo operativo está representado por el área cerrada del diagrama presión-volumen, la salida del motor es afectada por cualquier factor que influya en esta área. El peso de la mezcla aire-combustible determinará la energía liberada por la combustión y el peso de la carga puede ser alterado por la altitud, supercargador (supercharging), etc. La fuerza de la mezcla (mixture strength), la preignición (preignition), la sincronización de la chispa (spark timing), etc., pueden afectar la liberación de energía de un flujo de aire dado y alterar el trabajo producido durante el ciclo operativo.
El trabajo mecánico logrado durante el tiempo de potencia es el resultado de la presión de gas sostenida sobre el pistón. La conexión del pistón al cigüeñal (crankshaft) mediante la biela (connecting rod) aplica torque (par motor) al eje de salida. Durante esta conversión de energía de presión a energía mecánica, ciertas pérdidas son inevitables debido a la fricción y la salida mecánica es menor que la energía de presión disponible. La salida de potencia del motor será determinada por la magnitud y la tasa de los impulsos de potencia.
Con el fin de determinar la salida de potencia del motor recíproco, se conecta un freno o dispositivo de carga al eje de salida y se determinan las características operativas. De ahí, el término "brake" horsepower (potencia al freno), o BHP, se utiliza para denotar la salida de potencia de la planta de potencia.
A partir de la definición física de "potencia" (power) y la unidad particular de "caballo de fuerza" (horsepower) (1 h.p. = 33,000 pies-libras por minuto), el brake horsepower (potencia al freno) puede expresarse en la siguiente forma:
BHP = 2 * pi * T * N / 33,000
o
BHP = T * N / 5255
Donde:
BHP = brake horsepower (potencia al freno)
T = output torque (torque de salida), pies-libras.
N = output shaft speed (velocidad del eje de salida), RPM
En esta relación, la potencia de salida se aprecia como alguna variable directa de torque y RPM. Por supuesto, el torque de salida es alguna función de la presión de gas de combustión durante el tiempo de potencia. Por lo tanto, es útil considerar la presión media efectiva del gas durante el tiempo de potencia, la "brake mean effective pressure" (presión media efectiva al freno) o BMEP. Con el uso de este término, el BHP puede expresarse en la siguiente forma:
BHP = (BMEP)(D)(N) / 792,000
Donde:
BHP = brake horsepower (potencia al freno)
BMEP = brake mean effective pressure (presión media efectiva al freno), psi
D = engine displacement (desplazamiento del motor), pulgadas cúbicas
N = engine speed (velocidad del motor), RPM
La BMEP no es una presión real dentro del cilindro, sino una presión efectiva que representa la carga media de gas actuando sobre el pistón durante el tiempo de potencia. Como tal, la BMEP es un índice conveniente para la mayoría de los elementos de salida del motor recíproco, eficiencia y limitaciones operativas.
La salida de potencia real de cualquier motor recíproco es una función directa de la combinación de BMEP y RPM. Ninguna otra instrumentación del motor puede proporcionar esta indicación inmediata de la salida de potencia.
Si todos los otros factores son constantes, la salida de potencia del motor está directamente relacionada con el flujo de aire del motor. La evidencia de este hecho podría apreciarse a partir de la ecuación para BHP en términos de BMEP:
BHP = (BMEP)(D)(N) / 792,000
Esta ecuación relaciona que, para una BMEP dada, el BHP está determinado por el producto de las RPM del motor, N, y el desplazamiento, D. En cierto sentido, el motor recíproco podría considerarse principalmente como una bomba de aire con la capacidad de la bomba afectando directamente la salida de potencia. Por lo tanto, cualquier instrumento del motor que relacione factores que afectan el flujo de aire puede proporcionar alguna indicación indirecta de la potencia del motor. La presión y temperatura de la mezcla que entra al cilindro deciden la densidad de la mezcla que entra al cilindro.
La temperatura del aire del carburador (carburetor air temperature) proporcionará la temperatura del aire de entrada en el carburador. Mientras que esta temperatura de entrada al carburador no es la misma temperatura que el aire en el múltiple de admisión del cilindro, la temperatura del aire del carburador proporciona una indicación estable y estándar del rendimiento. La temperatura de entrada al múltiple del cilindro es difícil de determinar con el mismo grado de precisión debido a la variación normal de la fuerza de la mezcla aire-combustible.
La presión del múltiple (Manifold pressure), MAP, es afectada por la presión de entrada al compresor, la posición del acelerador (throttle position), y la relación de presión del supercargador o impulsor. Por supuesto, el acelerador (throttle) es el control de acción principal de la presión del múltiple y la mezcla aire-combustible entregada a la entrada del supercargador. El aumento de presión por el supercargador se magnifica en cierta proporción dependiendo de la velocidad del impulsor. Entonces la mezcla de alta presión es entregada al múltiple.
Por supuesto, el flujo de aire del motor es una función de las RPM por dos razones. Una velocidad de motor más alta aumenta la tasa de bombeo y el flujo de volumen a través del motor. También, con el supercargador accionado por el motor, un aumento en la velocidad del motor aumenta la relación de presión del supercargador. Con la excepción de una posición del acelerador casi cerrada, un aumento en la presión del múltiple producirá un aumento en el flujo de aire del motor y la salida de potencia.
Las muchas variables que afectan el carácter del proceso de combustión son un tema importante de la operación del motor recíproco. Mezclas uniformes de combustible y aire soportarán la combustión entre relaciones aire-combustible de aproximadamente 0.04 y 0.20. Las proporciones químicamente correctas de aire y combustible de hidrocarburo serían 15 libras de aire por cada 1 libra de combustible, o una relación aire-combustible de 0.067.
Esta relación aire-combustible "estequiométrica" (stoichiometric) proporcionaría la máxima liberación de calor durante la combustión de un peso dado de mezcla. Si la relación aire-combustible fuera más pobre (leaner) que la estequiométrica, el exceso de aire y la deficiencia de combustible producirían temperaturas de combustión más bajas y una liberación de calor reducida para un peso dado de carga. Si la relación aire-combustible fuera más rica (richer) que la estequiométrica, el exceso de combustible y la deficiencia de aire producirían temperaturas de combustión más bajas y una liberación de calor reducida para un peso dado de carga.
Las condiciones estequiométricas producirían la máxima liberación de calor para condiciones ideales de combustión y pueden aplicar bastante de cerca para los cilindros individuales del motor recíproco de baja velocidad. Debido a los efectos de la velocidad de propagación de la llama, distribución de combustible, variación de temperatura, etc., la potencia máxima obtenida con un flujo de aire fijo ocurre a relaciones aire-combustible de aproximadamente 0.07 a 0.08.
El primer gráfico de la figura 2.16 muestra la variación de la potencia de salida con la relación aire-combustible para un flujo de aire del motor constante (es decir, RPM, MAP y CAT constantes).
La combustión puede ser soportada por relaciones aire-combustible justo mayores a 0.04 pero la energía liberada es insuficiente para superar las pérdidas de bombeo y la fricción mecánica del motor. Esencialmente, el mismo resultado se obtiene para las relaciones aire-combustible ricas justo por debajo de 0.20. Las relaciones aire-combustible entre estos límites producen cantidades variables de potencia de salida y la potencia máxima ocurre aproximadamente a relaciones aire-combustible de 0.07 a 0.08.
Así, este rango de relaciones aire-combustible que produce la potencia máxima para un flujo de aire dado se denomina el rango de "best power" (mejor potencia). En algún rango más bajo de relaciones aire-combustible, se obtiene un máximo de potencia por relación aire-combustible y este es el rango de "best economy" (mejor economía).
El rango de mejor economía generalmente ocurre entre relaciones aire-combustible de 0.05 y 0.07. Cuando se requiere la máxima potencia del motor para el despegue, son necesarias relaciones aire-combustible mayores a 0.08 para suprimir la detonación (detonation). Por lo tanto, relaciones aire-combustible de 0.09 a 0.11 son típicas durante esta operación.
El patrón de combustión en el cilindro se ilustra mejor en el segundo gráfico de la figura 2.16. El proceso de combustión normal comienza por la ignición de chispa hacia el final del tiempo de compresión. La chispa eléctrica proporciona el comienzo de la combustión y un frente de llama se propaga suavemente a través de la mezcla comprimida.
Tal combustión normal se muestra mediante la gráfica de presión del cilindro versus recorrido del pistón (piston travel). La ignición por chispa comienza un aumento suave de la presión del cilindro con la posterior expansión a través del tiempo de potencia. La variación de la presión con el recorrido del pistón debe ser controlada para lograr el mayor trabajo neto durante el ciclo de operación.
Obviamente, la sincronización de la ignición por chispa (spark ignition timing) es un factor importante que controla el aumento inicial de presión en la cámara de combustión. La ignición de la mezcla de combustible debe comenzar en el momento adecuado para permitir que la propagación del frente de llama y la liberación de calor acumulen la presión máxima para el tiempo de potencia.
La velocidad de la propagación del frente de llama es un factor principal que afecta la salida de potencia del motor recíproco ya que este factor controla la tasa de liberación de calor y la tasa de aumento de presión en la cámara de combustión. Por esta razón, la ignición dual (dual ignition) es necesaria para plantas de potencia de alta potencia específica. Obviamente, la combustión normal puede lograrse más rápidamente con la propagación de dos frentes de llama en lugar de uno.
Las dos fuentes de ignición son capaces de lograr la combustión, liberación de calor y aumento de presión en un período de tiempo más corto. La relación aire-combustible es otro factor que afecta la velocidad de propagación de la llama en la cámara de combustión. La velocidad máxima de propagación de la llama ocurre cerca de una relación aire-combustible de 0.08 y, por lo tanto, la salida de potencia máxima para un flujo de aire dado tenderá a ocurrir en este valor en lugar del valor estequiométrico.
Dos aberraciones del proceso de combustión son la preignición (preignition) y la detonación (detonation). La preignición es simplemente una ignición prematura y propagación de la llama debido a puntos calientes en la cámara de combustión. Varios depósitos de plomo y carbono y bordes afilados en las superficies metálicas pueden suministrar un punto de ignición incandescente y comenzar una propagación de llama antes de la ignición normal por chispa. Como se muestra en el gráfico de la figura 2.16, la preignición causa un aumento prematuro de la presión durante el recorrido del pistón.
Como resultado, las presiones y temperaturas de combustión por preignición excederán los valores de combustión normal y son muy probables que causen daño al motor. Debido al aumento prematuro de presión hacia el final del tiempo de compresión, el trabajo neto del ciclo operativo se reduce. La preignición se evidencia por un aumento en la temperatura de la cabeza del cilindro (cylinder head temperature) y una caída en BMEP o presión de torque.
La detonación (detonation) ofrece la posibilidad de destrucción inmediata de la planta de potencia. El proceso de combustión normal es iniciado por chispa y comienzo de la propagación del frente de llama. A medida que el frente de llama se propaga, la presión y temperatura de la cámara de combustión alta comienzan a elevarse. Bajo ciertas condiciones, la mezcla delante del frente de llama que avanza puede explotar repentinamente con considerable violencia y enviar fuertes ondas de detonación a través de la cámara de combustión.
El resultado es representado por el gráfico de la figura 2.16, donde tiene lugar un aumento agudo y explosivo en la presión durante el tiempo de potencia. La detonación produce picos de presión explosivos agudos muchas veces mayores que la combustión normal. Los gases en explosión irradian temperaturas considerables y causan temperaturas excesivas para muchas partes locales del motor. Los efectos de la detonación fuerte son tan severos que el daño estructural es el resultado inmediato. Un aumento rápido de la temperatura de la cabeza del cilindro, una caída rápida en BMEP, y ruidos fuertes y costosos son evidencia de detonación.
La detonación no está necesariamente confinada a un período después del comienzo de la propagación normal del frente de llama. Con grados extremadamente bajos de combustible, la detonación puede ocurrir antes de la ignición normal. Además, las altas temperaturas y presiones causadas por la preignición significarán que la detonación es usualmente un corolario de la preignición. La detonación resulta de una combinación repentina e inestable de combustible en alguna condición crítica de alta temperatura y presión. Así, la detonación es más probable que ocurra en cualquier condición de operación que produce altas presiones y temperaturas de combustión. El alto flujo de aire del motor es común a una alta MAP y RPM y el motor es más sensible a la región de CAT (temperatura del aire del carburador) y relación aire-combustible.
Las propiedades de detonación de un combustible están determinadas por la estructura molecular básica del combustible y los diversos aditivos. Las propiedades de detonación del combustible están generalmente especificadas por el índice de antidetonación (antidetonation) o cualidades antidetonantes de un combustible de alta calidad pueden depender de la fuerza de la mezcla, se debe hacer provisión en la clasificación de los combustibles.
Así, un grado de combustible de 115/145 relacionaría una mezcla pobre antidetonación de 115 y una clasificación de mezcla rica antidetonación de 145. Una de las causas operativas más comunes de detonación es la contaminación del combustible. Una contaminación extremadamente pequeña de un combustible de alto grado con el siguiente grado más bajo causará una pérdida notable de calidad antidetonante.
Los requisitos de dosificación de combustible (fuel metering) para un motor son ilustrados por el tercer gráfico de la figura 2.16 el cual es una gráfica de relación aire-combustible versus flujo de aire del motor. El carburador debe proporcionar relaciones aire-combustible específicas a través del rango de flujos de aire del motor para acomodar cierta potencia de salida. La mayoría de los motores modernos equipados con control automático de mezcla (automatic mixture control) proporcionan una programación de relación aire-combustible para operación automática rica o automática pobre.
La programación automática pobre usualmente proporciona una relación aire-combustible en o cerca del valor máximo de liberación de calor para el rango medio de flujos de aire. Sin embargo, a altos flujos de aire debe proporcionarse un enriquecimiento de potencia (power enrichment) para suprimir la detonación. La programación automática rica generalmente proporcionará una programación aproximada de relación de 0.08 la cual aumenta a 0.10 o 0.11 en el flujo de aire para potencia de despegue. Además, el bajo flujo de aire y la dilución de la mezcla que ocurre en el rango de potencia de ralentí (idle) requiere enriquecimiento para una operación satisfactoria.
La programación de relaciones aire-combustible con una relación automática pobre proporcionará automáticamente la máxima economía utilizable. Si hay procedimientos de empobrecimiento manual (manual leaning) aplicables, una relación aire-combustible más baja puede ser necesaria para la máxima eficiencia posible. La potencia máxima continua de crucero es el límite superior de potencia que puede ser utilizado para esta operación. Flujos de aire más altos y una potencia más alta sin un cambio de la relación aire-combustible intersectarán la rodilla de la envolvente de detonación.
El factor principal que relaciona la eficiencia de la operación del motor recíproco es el "brake specific fuel consumption" (consumo específico de combustible al freno), BSFC, o simplemente c.
Consumo específico de combustible al freno = flujo de combustible del motor / potencia al freno
c = lbs. por hora / BHP
Valores mínimos típicos para c varían de 0.4 a 0.6 lbs. por hr. por BHP y la mayoría de las plantas de potencia de aeronaves promedian 0.5. El motor turbocompuesto (turbocompound engine) es generalmente el más eficiente porque los valores de c = 0.38 a 0.42. Debe notarse que los valores mínimos de consumo específico de combustible se obtendrán solo dentro del rango de operación de potencia de crucero, 30 a 60 por ciento de la potencia máxima de salida. Generalmente, las condiciones de consumo específico de combustible mínimo se logran con relaciones aire-combustible auto-pobres o manuales y BMEP alto y RPM bajas. Las RPM bajas es el requisito usual para minimizar la potencia de fricción y mejorar la eficiencia de salida.
El efecto de la altitud es reducir el flujo de aire y la salida de potencia del motor y el supercargador (supercharging) es necesario para mantener una alta potencia de salida a gran altitud. Dado que el motor básico es capaz de procesar aire solo por el desplazamiento de volumen básico, la función del supercargador es comprimir el aire de entrada y proporcionar un mayor peso de aire para que el motor procese. Por supuesto, la potencia del eje es necesaria para operar el compresor impulsado por el motor y un aumento de temperatura ocurre a través de la compresión. El efecto de varias formas de supercargador (supercharging) en el rendimiento en altitud se ilustra en la figura 2.17.
El motor "unsupercharged" (sin supercargador) —o aspirado naturalmente— no tiene medios de proporcionar una presión de múltiple (manifold pressure) mayor que la presión de entrada del sistema de inducción. A medida que la altitud aumenta con acelerador a fondo y unas RPM gobernadas, el flujo de aire a través del motor se reduce y el BHP disminuye. Las primeras formas de supercargador eran de una relación de presión relativamente baja y el flujo de aire y potencia añadidos podían ser manejados a acelerador a fondo dentro de los límites de detonación. Tal motor "ground boosted" (impulsado en tierra) lograría una mayor potencia de salida en todas las altitudes pero un aumento en la altitud produciría una disminución en la presión del múltiple, flujo de aire y potencia de salida.
Formas más avanzadas de supercargador con relaciones de presión más altas pueden producir un flujo de aire del motor muy grande. De hecho, el caso típico de operación a baja altitud tal flujo de aire a baja altitud que la operación a acelerador a fondo no puede ser utilizada dentro de los límites de detonación. La figura 2.17 ilustra este caso para una instalación típica de motor de dos velocidades (two-speed engine). Al nivel del mar, la presión del múltiple limitante produce una cierta cantidad de BHP. La operación a acelerador a fondo en este caso no es posible. Si la detonación no fuera el problema.
En este caso la operación a acelerador a fondo no está disponible debido a los límites de detonación. A medida que la altitud aumenta con el supercargador o "blower" (soplador) a baja velocidad, la MAP constante se mantiene abriendo el acelerador y el BHP aumenta por encima del valor del nivel del mar debido a la contrapresión de escape (back pressure) reducida. Abrir el acelerador permite que la entrada del supercargador reciba la misma presión de entrada y produzca la misma MAP. Finalmente, el aumento de altitud requerirá acelerador a fondo para producir la MAP constante con soplador bajo y este punto se denomina la "critical altitude" (altitud crítica) o altura de "full throttle" (acelerador a fondo). Si la altitud se incrementa más allá de la altitud crítica, la MAP del motor, el flujo de aire, y el BHP disminuyen.
La altitud crítica con una instalación de supercargador particular es específica para una combinación dada de MAP y RPM. Obviamente, una MAP más baja podría mantenerse a alguna altitud más alta o una velocidad de motor más baja produciría menos supercargador y una MAP dada requeriría una mayor apertura del acelerador. Generalmente, las altitudes críticas más importantes serán especificadas para condiciones de potencia máxima, nominal y máxima de crucero.
Un cambio del soplador a una alta velocidad proporcionará mayor supercargador y requerirá más potencia de eje e incurrirá en un mayor aumento de temperatura. Así, la alta velocidad del soplador puede producir un aumento en el rendimiento en altitud dentro de las limitaciones de detonación. La variación de BHP con la altitud para el soplador a alta velocidad muestra un aumento en la altitud crítica y mayor BHP que el que se puede obtener en el soplador bajo. La operación por debajo de la altitud crítica del soplador alto requiere alguna limitación de la presión del múltiple para permanecer dentro de los límites de detonación.
Es evidente que el cambio a soplador alto no se requiere justo pasado el soplador bajo altitud crítica pero en el punto donde la transición de soplador bajo, acelerador a fondo a soplador alto, límite de MAP producirá mayor BHP. Por supuesto, si la velocidad del soplador se incrementa sin reducir la apertura del acelerador, puede ocurrir un "overboost" (sobrepresión).
Dado que los gases de escape tienen una energía considerable, las turbinas de escape proporcionan una fuente de potencia de supercargador. El turbosupercargador (TBS) permite el control de la velocidad del supercargador y la salida a muy altas altitudes con una turbina de escape de descarga variable (VDT). El turbosupercargador es capaz de proporcionar el flujo de aire del motor con una altitud y velocidad del supercargador crecientes. La altitud crítica para el turbosupercargador está usualmente definida por la altitud que produce la velocidad límite de la turbina de escape.
El consumo específico de combustible mínimo del motor supercargado no se ve muy afectado por altitudes menores que la altitud crítica. En la condición de potencia de crucero máxima, el consumo específico de combustible disminuirá ligeramente con un aumento en la altitud hasta la altitud crítica. Por encima de la altitud crítica, la potencia máxima de crucero no puede mantenerse pero el consumo específico de combustible no se ve afectado adversamente siempre que el ajuste de auto-pobre o empobrecimiento manual pueda ser usado en el ajuste de potencia de crucero.
Una característica operativa del motor recíproco es claramente diferente de la del turborreactor (turbojet). Water vapor (Vapor de agua) en el aire causará una reducción significativa en la potencia de salida del motor recíproco pero una pérdida de empuje (thrust) despreciable para el motor turborreactor. Esta diferencia básica existe porque el motor recíproco opera con un desplazamiento fijo y todo el aire procesado está directamente asociado con el proceso de combustión. Si el vapor de agua entra al sistema de inducción del motor recíproco, la cantidad de aire disponible para la combustión se reduce y, dado que la mayoría de los carburadores no distinguen el vapor de agua del aire, tiene lugar un enriquecimiento de la relación aire-combustible.
La salida de potencia máxima en el despegue requiere relaciones aire-combustible más ricas que aquellas para máxima liberación de calor, por lo que un enriquecimiento adicional tendrá lugar con la subsecuente pérdida de potencia. El motor turborreactor opera con tal gran exceso de aire que el proceso de combustión esencialmente no se ve afectado y la reducción del flujo de masa de aire es la consideración principal.
Como ejemplo, condiciones extremas que producirían alta humedad específica pueden causar una pérdida del 3 por ciento de empuje para un turborreactor pero una pérdida del 12 por ciento de BHP para un motor recíproco. La contabilidad adecuada de la pérdida debido a la humedad es esencial en la operación del motor recíproco.
OPERATING LIMITATIONS / LIMITACIONES OPERATIVAS
Los motores recíprocos han alcanzado un gran grado de refinamiento y desarrollo y son uno de los tipos de plantas de potencia (powerplants) de aeronaves más confiables. Sin embargo, la operación confiable del motor recíproco se obtiene solo mediante la estricta adherencia a las limitaciones operativas específicas.
Las limitaciones operativas más importantes del motor recíproco son aquellas proporcionadas para asegurar que la detonación y la preignición no tengan lugar. El piloto debe asegurarse de que se utilicen los grados de combustible adecuados y que los límites de MAP (presión del múltiple), BMEP (presión media efectiva al freno), RPM, CAT (temperatura del aire del carburador), etc., no sean excedidos. Dado que...
[...la] detonación fuerte o preignición es común al alto flujo de aire en potencia máxima, la probabilidad más probable de detonación o preignición es en el despegue. Con el fin de suprimir la detonación o permitir mayor potencia para el despegue, a menudo se utiliza la inyección de agua (water injection) en el motor recíproco. En ajustes de alta potencia, la inyección de la mezcla de agua-alcohol puede reemplazar el exceso de combustible requerido para suprimir la detonación, y por la mejor relación aire-combustible obtenida hacia el valor para la máxima liberación de calor.
Así, un aumento en la potencia será utilizado para producir potencia adicional. El fluido de inyección requerirá proporciones de alcohol y agua bastante diferentes del fluido de inyección para el aumento de empuje del motor a reacción. Dado que se desea el empobrecimiento (derichment) de la relación aire-combustible, la inyección antidetonante (ADI) contendrá alcohol en cantidades para prevenir que el fluido residual ensucie la tubería.
Cuando los grados de combustible son alterados durante la operación y el motor debe ser operado en un grado de combustible inmediatamente inferior, se debe hacer la cuenta adecuada para el cambio en las limitaciones operativas. Esta contabilidad debe hacerse para la potencia máxima para el despegue y la potencia máxima de crucero ya que ambas condiciones operativas están cerca de la envolvente de detonación. Además, cuando el grado más alto de combustible vuelve a estar disponible, los límites operativos más altos no pueden ser utilizados hasta que sea seguro que no existe contaminación del combustible de grado inferior que queda en los tanques.
El empastado de las bujías (spark plug fouling) puede proporcionar ciertos límites altos así como bajos de temperaturas operativas. Cuando se encuentran temperaturas operativas excesivamente bajas, tendrá lugar un rápido empastado por carbón de las bujías. Por otro lado, temperaturas operativas excesivamente altas producirán empastado de bujías por depósitos de bromuro de plomo de los aditivos del combustible.
Generalmente, los períodos limitados de tiempo en varios ajustes de alta potencia se establecen para minimizar la acumulación de altas tasas de desgaste y daño por fatiga. Al minimizar la cantidad de tiempo total gastado en ajustes de alta potencia, se puede lograr una mayor vida útil de overhaul (revisión general) de la planta de potencia. Esto no debe implicar que la clasificación de despegue del motor no deba ser utilizada. En realidad, el uso de la potencia máxima completa en el despegue acumulará menos desgaste total del motor que un ajuste de potencia reducido a las mismas RPM debido a que se requiere menos tiempo para ascender a una altitud dada o para acelerar a una velocidad dada.
La tasa más severa de desgaste y daño por fatiga ocurre a altas RPM y baja MAP. Las altas RPM producen altas cargas centrífugas y cargas de inercia recíprocas. Cuando las grandes cargas de inercia recíprocas no son amortiguadas por altas presiones de compresión, se pueden producir cargas resultantes críticas. Por lo tanto, el tiempo de operación a máximas RPM y MAP debe mantenerse al mínimo y la operación a máximas RPM y baja MAP debe ser evitada.
AIRCRAFT PROPELLERS / HÉLICES DE AERONAVES
La hélice de la aeronave funciona para convertir la potencia al eje (shaft horsepower) de la planta de potencia en potencia propulsora (propulsive horsepower). Los principios básicos de propulsión se aplican a la hélice en el sentido de que el empuje (thrust) es producido proporcionando a la corriente de aire un cambio de momento (momentum change). La hélice logra una alta eficiencia propulsiva procesando un flujo de masa de aire relativamente grande e impartiendo un cambio de velocidad relativamente pequeño. El cambio de momento creado por la hélice se muestra en la ilustración de la figura 2.18.
La acción de la hélice puede ser idealizada asumiendo que el disco de la hélice giratoria es simplemente un disco actuador (actuating disc). Como se muestra en la figura 2.18, el flujo de entrada (inflow) que se aproxima al disco de la hélice indica líneas de corriente convergentes con un aumento en la velocidad y caída en la presión. Las líneas de corriente convergentes que salen del disco indican una caída en la presión y un aumento en la velocidad detrás de la hélice. El cambio de presión a través del disco resulta de la distribución del empuje sobre el área del disco de la hélice.
En este disco de hélice idealizado, la diferencia de presión está distribuida uniformemente sobre el área del disco, pero el caso real es bastante diferente a esto.
La velocidad final de la estela de la hélice (propeller slipstream), V2, se logra a cierta distancia detrás de la hélice. Debido a la naturaleza del patrón de flujo producido por la hélice, la mitad del cambio de velocidad total se produce cuando el flujo alcanza el disco de la hélice. Si el aumento completo de velocidad asciende a 2a, la velocidad de flujo en el disco de la hélice ha aumentado en la cantidad a a la velocidad de vuelo V. La eficiencia propulsiva (propulsive efficiency), np, de la hélice ideal podría expresarse mediante la siguiente relación:
np = potencia de salida / potencia de entrada
np = TV / T(V + a)
Donde:
np = eficiencia propulsiva
T = empuje (thrust), lbs.
V = velocidad de vuelo, nudos
a = incremento de velocidad en el disco de la hélice, nudos
Dado que la velocidad final, V2, es la suma de la velocidad de vuelo, V1, y el cambio total de velocidad 2a, la eficiencia propulsiva se reordena a una forma idéntica a la del turborreactor:
np = 2 / (1 + (V2 / V1))
Así, existe la misma relación que con el motor turborreactor en que la alta eficiencia se desarrolla produciendo empuje con el flujo de masa más alto posible y el cambio de velocidad más pequeño necesario.
La hélice real debe ser evaluada en un sentido más exacto para apreciar el efecto de la carga del disco no uniforme, la resistencia aerodinámica (drag) de la pala de la hélice, fuerzas de interferencia, flujo de interferencia entre palas, etc. Con estas diferencias respecto al disco ideal, es más apropiado definir la eficiencia de la hélice de la siguiente manera:
np = potencia propulsiva de salida / caballos de fuerza al eje de entrada
np = (T)(V) / 325 BHP
Donde:
np = eficiencia de la hélice
T = empuje de la hélice (propeller thrust)
V = velocidad de vuelo, nudos
BHP = brake horsepower (caballos de fuerza al freno) aplicados a la hélice
Muchos factores diferentes gobiernan la eficiencia de una hélice. Generalmente, una hélice de gran diámetro favorece una alta eficiencia de la hélice desde el punto de vista del gran flujo de masa. Sin embargo, un poderoso efecto adverso sobre la eficiencia de la hélice es producido por altas velocidades de punta (tip speeds) y efectos de compresibilidad. Por supuesto, hélices de diámetro pequeño favorecen velocidades de punta bajas. Además, la hélice y la planta de potencia deben ser emparejadas para la compatibilidad de salida y eficiencia.
Con el fin de apreciar algunos de los factores principales que controlan la eficiencia de una hélice dada, la figura 2.18 ilustra la distribución de la velocidad rotativa a lo largo de la pala de la hélice giratoria. Estas velocidades rotativas se suman a las velocidades de flujo de entrada locales para producir una variación de la velocidad resultante y dirección a lo largo de la pala. La distribución típica del empuje a lo largo de la pala de la hélice se muestra con el empuje predominante siendo localizado en las porciones exteriores de la pala. Note que la hélice que produce empuje desarrolla un vórtice de punta (tip vortex) similar al vórtice productor de sustentación del ala. Evidencia de este vórtice puede verse por el fenómeno de condensación que ocurre en esta ubicación bajo ciertas condiciones atmosféricas.
Las velocidades componentes en una sección de pala dada se muestran mediante el diagrama de la figura 2.18. La velocidad de flujo de entrada se suma vectorialmente a la velocidad debida a la rotación para producir una inclinación del viento resultante con respecto al plano de rotación. Esta inclinación se denomina phi, el ángulo de paso efectivo (effective pitch angle), y es una función de alguna proporción de la velocidad de vuelo, V, y la velocidad debida a la rotación la cual es pi(n)(D) en la punta. Las proporciones de estos términos describen la "relación de avance" (advance ratio), J.
J = V / nD
Donde:
J = relación de avance de la hélice
V = velocidad de vuelo, pies por seg.
n = velocidad rotativa de la hélice, revoluciones por seg.
D = diámetro de la hélice, pies.
El ángulo de la pala de la hélice (propeller blade angle), beta, varía a lo largo de la longitud de la pala pero un valor representativo se mide al 75 por ciento de la longitud de la pala desde el cubo (hub).
Note que la diferencia entre el ángulo de paso efectivo, phi, y el ángulo de la pala, beta, determina un ángulo de ataque efectivo para la sección de la pala de la hélice. Dado que el ángulo de ataque es el factor principal que afecta la eficiencia de una sección de perfil aerodinámico, es razonable hacer la analogía de que la relación de avance, J, y el ángulo de la pala, beta, son los factores principales que afectan la eficiencia de la hélice.
El rendimiento de una hélice está tipificado por el gráfico de la figura 2.19 el cual ilustra la variación de la eficiencia de la hélice, np, con la relación de avance, J, para varios valores de ángulo de pala, beta. El valor de np para cada beta aumenta con J hasta que se alcanza un pico, luego disminuye. Es evidente que una hélice de paso fijo (fixed pitch propeller) puede ser seleccionada para proporcionar un rendimiento adecuado en un rango estrecho de relación de avance pero la eficiencia sufriría considerablemente fuera de este rango.
Con el fin de proporcionar una alta eficiencia de hélice a través de un amplio rango de operación, el ángulo de la pala de la hélice debe ser controlable. El medio más conveniente de controlar la hélice es mediante un aparato de velocidad constante (constant speed governing apparatus). La característica de gobierno de velocidad constante es favorable desde el punto de vista de la operación del motor en que la salida del motor y la eficiencia son controladas positivamente y la combinación de gobierno de motor-hélice permitirá la operación a través de un amplio rango de potencia y velocidad mientras se mantiene una operación eficiente.
Si la envolvente de máxima eficiencia de la hélice está disponible, los caballos de fuerza propulsivos disponibles aparecerán como se muestra en el segundo gráfico de la figura 2.19. La potencia propulsiva disponible, Pa, es el producto de la eficiencia de la hélice y los caballos de fuerza al eje aplicados.
Pa = (np) (BHP)
Las hélices utilizadas en la mayoría de los motores recíprocos grandes derivan eficiencias pico de hélice del orden de np = 0.85 a 0.88. Por supuesto, los valores pico están diseñados para ocurrir en alguna condición de diseño específica. Por ejemplo, la selección de una hélice para un transporte de largo alcance requeriría el emparejamiento de la combinación motor-hélice para una eficiencia pico en la condición de crucero. Por otro lado, la selección de una hélice para un avión de tipo utilitario o de enlace requeriría el emparejamiento de la combinación motor-hélice para lograr una alta potencia propulsiva a baja velocidad y alta potencia para un buen rendimiento de despegue y ascenso.
Varias consideraciones especiales deben hacerse para la aplicación de hélices de aeronaves. En el evento de un mal funcionamiento o falla de la planta de potencia, se debe hacer provisión para perfilar aerodinámicamente las palas de la hélice y reducir la resistencia aerodinámica (drag) para que el vuelo pueda continuarse con los motores restantes en operación. Esto se logra mediante el "embanderamiento" (feathering) de las palas de la hélice lo cual detiene la rotación e incurre en un mínimo de resistencia para el motor inoperativo.
La necesidad del embanderamiento se ilustra en la figura 2.19 mediante el cambio en área parásita equivalente, delta-f, con el ángulo de la pala de la hélice, beta, de una instalación típica. Cuando la pala de la hélice está en la posición embanderada, el cambio en la resistencia parásita es mínimo y, en el caso de una aeronave típica multi-motor, la resistencia parásita añadida de una hélice embanderada simple es una contribución relativamente pequeña a la resistencia total del avión.
En ángulos de pala más pequeños cerca de la posición de paso plano (flat pitch), la resistencia añadida por la hélice es muy grande. En estos ángulos de pala pequeños, la hélice en "molinete" (windmilling) a altas RPM puede crear una cantidad tan tremenda de resistencia que el avión puede ser incontrolable. La hélice en molinete a alta velocidad en el rango bajo de ángulos de pala puede producir un aumento en la resistencia parásita que puede ser tan grande como la resistencia parásita del avión básico. Una indicación de esta poderosa resistencia es vista por el helicóptero en autorrotación.
El rotor en molinete es capaz de producir tasas de descenso de autorrotación que se aproximan a las de una carga de área de paracaídas idéntica. Así, la hélice en molinete a alta velocidad y ángulo de pala pequeño puede producir un coeficiente de resistencia efectivo del área del disco que se compara con el de un paracaídas. La resistencia y momento de guiñada (yawing moment) causado por la pérdida de potencia a alta velocidad motor-hélice es considerable y el desplazamiento transitorio de guiñada de la aeronave puede producir cargas críticas para la cola vertical. Por esta razón, el embanderamiento automático puede ser una necesidad más que un lujo.
La gran resistencia que puede ser producida por la hélice giratoria puede ser utilizada para mejorar el rendimiento de frenado del avión. La rotación de la pala de la hélice a pequeños valores positivos o valores negativos con potencia aplicada puede producir gran resistencia o empuje inverso (reverse thrust). Dado que la capacidad de empuje de la hélice es bastante alta a bajas velocidades, se puede proporcionar una desaceleración muy alta solo mediante el empuje inverso.
Las limitaciones operativas de la hélice están estrechamente asociadas con las de la planta de potencia. Las condiciones de sobre-velocidad (overspeed) son críticas debido a las grandes cargas centrífugas y momentos de torsión de la pala producidos por una velocidad rotativa excesiva. Además, las palas de la hélice tendrán varios modos vibratorios y ciertas limitaciones operativas pueden ser necesarias para prevenir condiciones de resonancia excitantes.
OPERATING LIMITATIONS / LIMITACIONES OPERATIVAS
Los motores recíprocos han alcanzado un gran grado de refinamiento y desarrollo y son uno de los tipos de plantas de potencia de aeronaves más confiables. Sin embargo, la operación confiable del motor recíproco se obtiene solo mediante la estricta adherencia a las limitaciones operativas específicas.
Las limitaciones operativas más importantes del motor recíproco son aquellas proporcionadas para asegurar que la detonación y la preignición no tengan lugar. El piloto debe asegurarse de que se utilicen los grados de combustible adecuados y que los límites de MAP (presión del múltiple), BMEP (presión media efectiva al freno), RPM, CAT (temperatura del aire del carburador), etc., no sean excedidos.
Puesto que... [la] fuerte detonación o preignición es común al alto flujo de aire en potencia máxima, la probabilidad más probable de detonación o preignición es en el despegue. Con el fin de suprimir la detonación o permitir mayor potencia para el despegue, a menudo se utiliza la inyección de agua (water injection) en el motor recíproco. En ajustes de alta potencia, la inyección de la mezcla de agua-alcohol puede reemplazar el exceso de combustible requerido para suprimir la detonación, y el empobrecimiento (derichment) hacia el valor para la máxima liberación de calor reducirá la relación combustible-aire.
En algunas instancias, una presión de múltiple más alta puede ser utilizada para producir potencia adicional. El fluido de inyección requerirá proporciones de alcohol y agua bastante diferentes del fluido de inyección para el aumento de empuje del motor a reacción. Dado que se desea el empobrecimiento de la relación aire-combustible, la inyección antidetonante (ADI) contendrá alcohol en cantidades para prevenir que el fluido residual ensucie la tubería.
Cuando los grados de combustible son alterados durante la operación y el motor debe ser operado en un grado de combustible inmediatamente inferior, se debe hacer la cuenta adecuada para el cambio en las limitaciones operativas. Esta contabilidad debe hacerse para la potencia máxima para el despegue y la potencia máxima de crucero ya que ambas condiciones operativas están cerca de la envolvente de detonación. Además, cuando el grado más alto de combustible vuelve a estar disponible, los límites operativos más altos no pueden ser utilizados hasta que sea seguro que no existe contaminación del combustible de grado inferior que queda en los tanques.
El empastado de las bujías (spark plug fouling) puede proporcionar ciertos límites altos así como bajos de temperaturas operativas. Cuando se encuentran temperaturas operativas excesivamente bajas, tendrá lugar un rápido empastado por carbón de las bujías. Por otro lado, temperaturas operativas excesivamente altas producirán empastado de bujías por depósitos de bromuro de plomo de los aditivos del combustible.
Generalmente, los períodos limitados de tiempo en varios ajustes de alta potencia se establecen para minimizar la acumulación de altas tasas de desgaste y daño por fatiga.
[...y daño por fatiga]. Al minimizar la cantidad de tiempo total gastado en ajustes de alta potencia, se puede lograr una mayor vida útil de overhaul (revisión general) de la planta de potencia. Esto no debe implicar que la clasificación de despegue del motor no deba ser utilizada. En realidad, el uso de la potencia máxima completa en el despegue acumulará menos desgaste total del motor que un ajuste de potencia reducido a las mismas RPM debido a que se requiere menos tiempo para ascender a una altitud dada o para acelerar a una velocidad dada.
La tasa más severa de desgaste y daño por fatiga ocurre a altas RPM y baja MAP. Las altas RPM producen altas cargas centrífugas y cargas de inercia recíprocas. Cuando las grandes cargas de inercia recíprocas no son amortiguadas por altas presiones de compresión, se pueden producir cargas resultantes críticas. Por lo tanto, el tiempo de operación a máximas RPM y MAP debe mantenerse al mínimo y la operación a máximas RPM y baja MAP debe ser evitada.
AIRCRAFT PROPELLERS / HÉLICES DE AERONAVE
La hélice de la aeronave funciona para convertir la potencia al eje (shaft horsepower) de la planta de potencia en potencia propulsiva (propulsive horsepower). Los principios básicos de la propulsión aplican a la hélice en el sentido de que el empuje (thrust) es producido proporcionando a la corriente de aire un cambio de momento (momentum change). La hélice logra una alta eficiencia propulsiva procesando un flujo de masa de aire relativamente grande e impartiendo un cambio de velocidad relativamente pequeño. El cambio de momento creado por la hélice se muestra en la ilustración de la figura 2.18.
La acción de la hélice puede ser idealizada asumiendo que la hélice rotatoria es simplemente un disco actuador (actuating disc). Como se muestra en la figura 2.18, el flujo de entrada (inflow) que se aproxima al disco de la hélice indica líneas de corriente convergentes con un aumento en velocidad y caída en presión. Las líneas de corriente convergentes dejando el disco indican una caída en presión y aumento en velocidad detrás de la hélice. El cambio de presión a través del disco resulta de la distribución de empuje sobre el área del disco de la hélice. En este disco de hélice idealizado, la diferencia de presión está uniformemente distribuida sobre el área del disco pero el caso real es bastante diferente de esto.
La velocidad final de la estela de la hélice (propeller slipstream), V2, se logra a alguna distancia detrás de la hélice. Debido a la naturaleza del patrón de flujo producido por la hélice, la mitad del cambio de velocidad total es producido a medida que el flujo alcanza el disco de la hélice. Si el aumento de velocidad total asciende a 2a, la velocidad de flujo en el disco de la hélice se ha incrementado por la cantidad a a la velocidad V+a. La eficiencia propulsiva (propulsive efficiency), np, de la hélice ideal podría expresarse por la siguiente relación:
np = potencia de salida / potencia de entrada
np = TV / T(V + a)
Donde:
np = eficiencia propulsiva
T = empuje (thrust), lbs.
V = velocidad de vuelo, nudos
a = incremento de velocidad en el disco de la hélice, nudos
Dado que la velocidad final, V2, es la suma de la velocidad de vuelo, V, y el cambio de velocidad total 2a, la eficiencia propulsiva se reordena a la forma idéntica a la del turborreactor:
np = 2 / (1 + (V2/V1))
Así, existe la misma relación que con el motor turborreactor en que la alta eficiencia se desarrolla produciendo empuje con el flujo de masa más alto posible y el cambio de velocidad más pequeño necesario.
La hélice actual debe ser evaluada en un sentido más exacto para apreciar el efecto de la carga del disco no uniforme, resistencia de la pala de la hélice (propeller blade drag), fuerzas de interferencia, flujo de interferencia entre palas, etc. Con estas diferencias del disco ideales más apropiado definir la eficiencia de la hélice de la siguiente manera:
np = potencia propulsiva de salida / potencia al eje de entrada
np = (T)(V) / 325 BHP
Donde:
np = eficiencia de la hélice
T = empuje de la hélice (propeller thrust)
V = velocidad de vuelo, nudos
BHP = potencia al freno (brake horsepower) aplicada a la hélice
Muchos factores diferentes gobiernan la eficiencia de una hélice. Generalmente, una hélice de gran diámetro favorece una alta eficiencia de la hélice desde el punto de vista del gran flujo de masa. Sin embargo, un poderoso efecto adverso en la eficiencia de la hélice es producido por altas velocidades de punta (tip speeds) y efectos de compresibilidad. Por supuesto, hélices de diámetro pequeño favorecen velocidades de punta bajas. Además, la hélice y la planta de potencia deben ser emparejadas para compatibilidad de salida y eficiencia.
Con el fin de apreciar algunos de los factores principales controlando la eficiencia de una hélice dada, la figura 2.18 ilustra la distribución de velocidad rotativa a lo largo de la pala de la hélice rotatoria. Estas velocidades rotativas se suman a las velocidades de flujo de entrada locales para producir una variación de velocidad resultante y dirección a lo largo de la pala. La distribución típica de empuje a lo largo de la pala de la hélice se muestra con el empuje predominante siendo localizado en las porciones exteriores de la pala. Note que la sección de la hélice produciendo empuje desarrolla un vórtice de punta (tip vortex) similar al vórtice de producción de sustentación del ala. Evidencia de este vórtice puede ser vista por el fenómeno de condensación ocurriendo en esta ubicación bajo ciertas condiciones atmosféricas.
Las velocidades componentes en una sección de pala dada se muestran por el diagrama de la figura 2.18. La velocidad de flujo de entrada se suma vectorialmente a la velocidad debida a la rotación para producir una inclinación del viento resultante con respecto al plano de rotación. Esta inclinación se denomina phi, el ángulo de paso efectivo (effective pitch angle), y es una función de alguna proporción de la velocidad de vuelo, V, y la velocidad debida a la rotación la cual es pi nD en la punta. Las proporciones de estos términos describen la "relación de avance" (advance ratio), J.
J = V / nD
Donde:
J = relación de avance de la hélice
V = velocidad de vuelo, pies por seg.
n = velocidad rotativa de la hélice, revoluciones por seg.
D = diámetro de la hélice, pies.
El ángulo de la pala de la hélice (propeller blade angle), beta, varía a lo largo de la longitud de la pala pero un valor representativo es medido al 75 por ciento de la longitud de la pala desde el cubo.
Note que la diferencia entre el ángulo de paso efectivo, phi, y el ángulo de la pala, beta, determina un ángulo de ataque efectivo para la sección de la pala de la hélice. Dado que el ángulo de ataque es el factor principal afectando la eficiencia de una sección de perfil aerodinámico, es razonable hacer la analogía que la relación de avance, J, y el ángulo de la pala, beta, son los factores principales afectando la eficiencia de la hélice. El rendimiento de una hélice es tipificado por el gráfico de la figura 2.19 el cual ilustra la variación de eficiencia de la hélice, np, con la relación de avance, J, para varios valores de ángulo de pala, beta.
El valor de np para cada beta aumenta con J hasta que un pico es alcanzado, luego disminuye. Es aparente que una hélice de paso fijo (fixed pitch propeller) puede ser seleccionada para proporcionar rendimiento adecuado en un rango estrecho de relación de avance pero la eficiencia sufriría considerablemente fuera de este rango.
Con el fin de proporcionar alta eficiencia de hélice a través de un amplio rango de operación, el ángulo de la pala de la hélice debe ser controlable. El medio más conveniente de controlar la hélice es por un aparato de gobierno de velocidad constante (constant speed governing apparatus). La característica de gobierno de velocidad constante es favorable desde el punto de vista de la operación del motor en que la salida del motor y eficiencia es positivamente controlada y gobernada.
El gobierno de la combinación motor-hélice permitirá la operación a través de un amplio rango de potencia y velocidad mientras mantiene una operación eficiente.
Si la envolvente de máxima eficiencia de la hélice está disponible, la potencia propulsiva disponible aparecerá como se muestra en el segundo gráfico de la figura 2.19. La potencia propulsiva disponible, Pa, es el producto de la eficiencia de la hélice y la potencia al eje aplicada.
Pa = (TV) / 325
Pa = (np) (BHP)
Las hélices usadas en la mayoría de los motores recíprocos grandes derivan eficiencias pico de hélice del orden de np = 0.85 a 0.88. Por supuesto, los valores pico están diseñados para ocurrir en alguna condición de diseño específica. Por ejemplo, la selección de una hélice para un transporte de largo alcance requeriría emparejamiento de la combinación motor-hélice para eficiencia pico en condición de crucero. Por otro lado, la selección de una hélice para un avión de tipo utilitario o de enlace requeriría emparejamiento de la combinación motor-hélice para lograr alta potencia propulsiva a baja velocidad y alta potencia para buen rendimiento de despegue y ascenso.
Varias consideraciones especiales deben ser hechas para la aplicación de hélices de aeronaves. En el evento de un mal funcionamiento o falla de la planta de potencia, provisión debe ser hecha para perfilar las palas de la hélice y reducir la resistencia de modo que el vuelo pueda ser continuado en los motores operativos restantes. Esto es logrado "embanderando" (feathering) las palas de la hélice lo cual detiene la rotación e incurre en un mínimo de resistencia para el motor inoperativo.
La necesidad para el embanderamiento es ilustrada en la figura 2.19 por el cambio en área parásita equivalente, delta f, con el ángulo de pala de la hélice, beta, de una instalación típica. Cuando la pala de la hélice está en la posición embanderada, el cambio en resistencia parásita es mínimo y, en el caso de una aeronave típica multi-motor, la resistencia parásita añadida de una hélice embanderada simple es una contribución relativamente pequeña a la resistencia total del avión.
En ángulos de pala más pequeños cerca de la posición de paso plano (flat pitch), la resistencia añadida por la hélice es muy grande. En estos ángulos de pala pequeños, la hélice en "molinete" (windmilling) a altas RPM puede crear una cantidad tan tremenda de resistencia que el avión puede ser incontrolable. La hélice en molinete a alta velocidad en el rango bajo de ángulos de pala puede producir un incremento en resistencia parásita que puede ser tan grande como la resistencia parásita del avión básico. Una indicación de esta poderosa resistencia es vista por el helicóptero en autorrotación. El rotor en molinete es capaz de producir tasas de descenso de autorrotación comparables con las de una carga de área de disco de paracaídas idéntica. Así, la hélice en molinete a alta velocidad y pequeño ángulo de pala puede producir un coeficiente de resistencia efectivo del área del disco el cual se compara con el de un dosel de paracaídas. La resistencia y momento de guiñada (yawing moment) causado por pérdida de potencia a alta velocidad motor-hélice es considerable y el desplazamiento transitorio de guiñada de la aeronave puede producir cargas críticas para la cola vertical. Por esta razón, el embanderamiento automático puede ser una necesidad más que un lujo.
La gran resistencia la cual puede ser producida por la hélice rotatoria puede ser utilizada para mejorar el rendimiento de frenado del avión. Rotación de la pala de la hélice a pequeños valores positivos o valores negativos con potencia aplicada puede producir gran resistencia o empuje inverso (reverse thrust). Dado que la capacidad de empuje de la hélice es bastante alta a bajas velocidades, muy alta desaceleración puede ser provista solo por empuje inverso.
Las limitaciones operativas de la hélice están cercanamente asociadas con aquellas de la planta de potencia. Condiciones de sobre-velocidad (overspeed) son críticas a causa de las grandes cargas centrífugas y momentos de torsión de la pala producidos por una excesiva velocidad rotativa. Además, las palas de la hélice tendrán varios modos vibratorios y ciertas limitaciones operativas pueden ser necesarias para prevenir condiciones resonantes excitantes.
OPERATING LIMITATIONS / LIMITACIONES OPERATIVAS
Los motores recíprocos han alcanzado un gran grado de refinamiento y desarrollo y son uno de los tipos de plantas de potencia de aeronaves más confiables. Sin embargo, operación confiable del motor recíproco es obtenida solo por estricta adherencia a las limitaciones operativas específicas.
Las limitaciones operativas más importantes del motor recíproco son aquellas provistas para asegurar que la detonación y preignición no tomen lugar. El piloto debe asegurar que grados de combustible apropiados son usados y que los límites de MAP, BMEP, RPM, CAT, etc., no son excedidos. Dado que. fuerte detonación o preignición es común al alto flujo de aire en potencia máxima, la probabilidad más probable de detonación o preignición es en el despegue. Con el fin de suprimir detonación o permitir mayor potencia para despegue, inyección de agua (water injection) es a menudo usada en el motor recíproco.
En ajustes de alta potencia, la inyección de la mezcla agua-alcohol puede reemplazar el exceso de combustible requerido para suprimir detonación, y el empobrecimiento (derichment) hacia el valor para máxima liberación de calor reducirá la relación combustible-aire. En algunas instancias, una presión de múltiple más alta puede ser utilizada para producir potencia adicional. El fluido de inyección requerirá proporciones de alcohol y agua bastante diferentes del fluido de inyección para aumento de empuje del motor jet. Dado que el empobrecimiento de la relación combustible-aire es deseado, la inyección anti-detonante (ADI) contendrá alcohol en cantidades para prevenir que el fluido residual ensucie la tubería.
Cuando los grados de combustible son alterados durante la operación y el motor debe ser operado en un grado de combustible inmediatamente inferior, cuenta apropiada debe ser hecha para el cambio en las limitaciones operativas. Esta contabilidad debe ser hecha para la potencia máxima para despegue y la potencia máxima de crucero dado que ambas de estas condiciones operativas están cerca de la envolvente de detonación. Además, cuando el grado de combustible más alto se vuelve disponible, los límites operativos más altos no pueden ser usados hasta que es seguro que no existe contaminación del combustible de grado inferior remanente en los tanques.
El empastado de bujías (spark plug fouling) puede proveer ciertos límites altos así como bajos de temperaturas operativas. Cuando temperaturas operativas excesivamente bajas son encontradas, empastado rápido por carbón de las bujías tomará lugar. Por otro lado, temperaturas operativas excesivamente altas producirán empastado de bujías por depósitos de bromuro de plomo de los aditivos del combustible.
Generalmente, los períodos limitados de tiempo en varios ajustes de alta potencia son establecidos para minimizar la acumulación de altas tasas de desgaste y daño por fatiga. Minimizando la cantidad de tiempo total gastado en ajustes de alta potencia, mayor vida de revisión general (overhaul life) de la planta de potencia puede ser lograda. Esto no debería implicar que la clasificación de despegue del motor no debería ser usada. Realmente, el uso de la potencia máxima completa en despegue acumulará menos desgaste total del motor que un ajuste de potencia reducido a las mismas RPM debido a menos tiempo requerido para subir a una altitud dada o para acelerar a una velocidad dada.
La tasa más severa de desgaste y daño por fatiga ocurre a altas RPM y baja MAP. Altas RPM producen altas cargas centrífugas y cargas de inercia recíprocas. Cuando las grandes cargas de inercia recíprocas no son amortiguadas por altas presiones de compresión, cargas resultantes críticas pueden ser producidas. Así, tiempo de operación a máximas RPM y MAP debe ser mantenido a un mínimo y operación a máximas RPM y baja MAP debe ser evitada.
ITEMS OF AIRPLANE PERFORMANCE / ELEMENTOS DEL RENDIMIENTO DEL AVIÓN
Los varios elementos del rendimiento del avión resultan de la combinación de características del avión y la planta de potencia. Las características aerodinámicas del avión definen generalmente los requisitos de potencia y empuje a varias condiciones de vuelo mientras las características de la planta de potencia generalmente definen la potencia y empuje disponible a varias condiciones de vuelo. El emparejamiento de la configuración aerodinámica con la planta de potencia será logrado para proveer rendimiento máximo en la condición de diseño específica, e.g., rango, resistencia, ascenso, etc.
STRAIGHT AND LEVEL FLIGHT / VUELO RECTO Y NIVELADO
Cuando el avión está en vuelo estable y nivelado, la condición de equilibrio debe prevalecer. La condición de vuelo no acelerada es lograda con el avión compensado para que la sustentación sea igual al peso y la resistencia del avión. En ciertas condiciones de rendimiento del avión es conveniente considerar los requisitos del avión por el empuje requerido (thrust required) (o resistencia) mientras en otros casos es más aplicable considerar el requisito por potencia requerida (power required). Generalmente, el avión jet requerirá consideración del empuje requerido y el avión de hélice requerirá consideración de la potencia requerida. Por lo tanto, el avión en vuelo estable nivelado requerirá sustentación igual a peso y empuje disponible igual a empuje requerido (resistencia) o potencia disponible igual a potencia requerida.
La variación de potencia requerida y empuje requerido con velocidad es ilustrada en la figura 2.20. Cada curva específica de potencia o empuje requerido es válida para una configuración aerodinámica particular a un peso y altitud dados. Estas curvas definen la potencia o empuje requerido para lograr equilibrio, sustentación igual a peso, vuelo a altitud constante a varias velocidades. Como se muestra por las curvas de la figura 2.20, si es deseado operar el avión a la velocidad correspondiente al punto A, las curvas de potencia o empuje requerido definen un valor particular de empuje o potencia que debe ser hecho disponible desde la planta de potencia para lograr equilibrio.
Alguna velocidad diferente tal como aquella correspondiente al punto B cambia el valor de empuje o potencia requerida para lograr equilibrio. Por supuesto, el cambio de velocidad al punto B también requeriría un cambio en ángulo de ataque para mantener una sustentación constante igual al peso del avión. Similarmente, establecer velocidad y lograr equilibrio en el punto C requerirá un ángulo de ataque particular y empuje o potencia de planta de potencia. En este caso, vuelo al punto C estaría en la vecindad de la velocidad mínima de vuelo y una porción mayor de la resistencia o potencia requerida sería debida a la resistencia inducida.
La velocidad máxima de vuelo nivelado para el avión será obtenida cuando la potencia o empuje requerido es igual a la potencia o empuje máximo disponible de la planta de potencia. La velocidad mínima de vuelo nivelado no es usualmente definida por requisitos de empuje o potencia dado que problemas de condiciones de pérdida (stall) o estabilidad y control generalmente predominan.
CLIMB PERFORMANCE / RENDIMIENTO DE ASCENSO
Durante el vuelo de ascenso, el avión gana energía potencial por virtud de elevación. Este incremento en energía potencial durante un ascenso es provisto por uno, o una combinación, de dos medios: (1) gasto de energía propulsiva por encima de aquella requerida para mantener vuelo nivelado o (2) gasto de energía cinética del avión, i.e., pérdida de velocidad por un "zoom". Hacer zoom (zooming) para altitud es un proceso transitorio de intercambio de energía cinética por energía potencial y es de considerable importancia para configuraciones de avión las cuales pueden operar a muy altos niveles de energía cinética.
Sin embargo, las porciones mayores del rendimiento de ascenso para la mayoría de los aviones es un proceso estable cercano en el cual energía propulsiva adicional es convertida en energía potencial. Las partes fundamentales del rendimiento de ascenso del avión involucran una condición de vuelo donde el avión está en equilibrio pero no a altitud constante.
Las fuerzas actuando sobre el avión durante un ascenso son mostradas por la ilustración de la figura 2.21. Cuando el avión está en vuelo estable con ángulo moderado de ascenso, el componente vertical de sustentación es muy cercanamente el mismo que la sustentación actual. Tal vuelo de ascenso existiría con la sustentación muy cercanamente igual al peso. El empuje neto de la planta de potencia puede estar inclinado relativo a la trayectoria de vuelo pero este efecto será despreciado por el bien de la simplicidad. Note que el peso de la aeronave actúa verticalmente pero un componente de peso actuará hacia popa a lo largo de la trayectoria de vuelo.
Si se asume que la aeronave está en un ascenso estable con esencialmente pequeña inclinación de la trayectoria de vuelo, la suma de fuerzas a lo largo de la trayectoria de vuelo se resuelve a lo siguiente:
Fuerzas hacia adelante = Fuerzas hacia atrás
T = D + W sin gamma
donde
T = empuje disponible, lbs.
D = resistencia (drag), lbs.
W = peso, lbs.
gamma = inclinación de la trayectoria de vuelo o ángulo de ascenso ("gamma")
Esta relación básica desprecia algunos de los factores que pueden ser de importancia para aviones de muy alto rendimiento de ascenso. Por ejemplo, una consideración más detallada tendría en cuenta la inclinación del empuje desde la trayectoria de vuelo, sustentación no igual al peso, cambio subsecuente de resistencia inducida, etc. Sin embargo, esta relación básica definirá los factores principales afectando el rendimiento de ascenso. Con esta relación establecida por la condición de equilibrio, la siguiente relación existe para expresar el seno trigonométrico del ángulo de ascenso, gamma:
sin gamma = (T - D) / W
Esta relación simplemente establece que, para un peso de avión dado, el ángulo de ascenso (gamma) depende de la diferencia entre empuje y resistencia (T-D), o exceso de empuje. Por supuesto, cuando el exceso de empuje es cero (T-D = 0 o T=D), la inclinación de la trayectoria de vuelo es cero y el avión está en vuelo estable y nivelado.
Cuando el empuje es mayor que la resistencia, el exceso de empuje permitirá un ángulo de ascenso dependiendo del valor del exceso de empuje. También, cuando el empuje es menor que la resistencia, la deficiencia de empuje permitirá un ángulo de descenso.
El interés más inmediato en el rendimiento de ascenso involucra el franqueamiento de obstáculos. El ángulo de ascenso máximo ocurriría donde existe la mayor diferencia entre empuje disponible y empuje requerido, i.e., máximo (T-D). La figura 2.21 ilustra las curvas de rendimiento de ángulo de ascenso con las curvas de empuje disponible y empuje requerido versus velocidad. El empuje requerido, o resistencia, se asume ser representativo de alguna configuración de avión típica la cual podría ser propulsada por ya sea una planta de potencia tipo turborreactor o hélice. Las curvas de empuje disponible incluidas son para una planta de potencia de hélice característica y planta de potencia jet operando a salida máxima.
Las curvas de empuje para la aeronave de hélice representativa muestran el empuje típico de hélice el cual es alto a bajas velocidades y disminuye con un incremento en velocidad. Para el avión propulsado por hélice, el exceso máximo de empuje y ángulo de ascenso ocurrirá a alguna velocidad justo por encima de la velocidad de pérdida (stall speed). Así, si es necesario librar un obstáculo después del despegue, el avión propulsado por hélice alcanzará un ángulo de ascenso máximo a una velocidad aérea convenientemente cercana a —si no en— la velocidad de despegue.
Las curvas de empuje para la aeronave jet representativa muestran el empuje típico de turborreactor el cual es muy cercanamente constante con la velocidad. Si el empuje disponible es esencialmente constante con la velocidad, el exceso máximo de empuje y ángulo de ascenso ocurrirá donde el empuje requerido. Es en un mínimo, (L/D)max. Así, para máximo ángulo de ascenso estable, la aeronave turborreactor sería operada a la velocidad para (L/D)max. Esto plantea algo de un problema en determinar el procedimiento apropiado para librar obstáculos después del despegue. Si el obstáculo está a una distancia considerable del punto de despegue, el problema es esencialmente que la ganancia a largo plazo y condiciones de estado estable predominarán.
Eso es, aceleración desde la velocidad de despegue a velocidad de (L/D)max será favorable porque el ángulo de ascenso estable máximo puede ser alcanzado. Sin embargo, si el obstáculo es una distancia relativamente corta desde el punto de despegue, la distancia adicional requerida para acelerar a velocidad de (L/D)max puede probar ser perjudicial y la situación resultante puede probar ser un problema de ganancia de corto plazo. En este caso, puede probar necesario comenzar el ascenso en o cerca de la velocidad de despegue o mantener la aeronave en la pista para velocidad extra y un posterior zoom. El problema es suficientemente variado que ninguna conclusión general puede ser aplicada a toda aeronave jet y procedimientos particulares son especificados para cada aeronave en el Manual de Vuelo.
De mayor interés general en rendimiento de ascenso son los factores los cuales afectan la tasa de ascenso (rate of climb). La velocidad vertical de un avión depende de la velocidad de vuelo y la inclinación de la trayectoria de vuelo. De hecho, la tasa de ascenso es el componente vertical de la velocidad de vuelo. Por el diagrama de la figura 2.21, la siguiente relación es desarrollada:
RC = 101.3 V sin gamma
donde
RC = tasa de ascenso, f.p.m. (pies por minuto)
Pa = potencia disponible, h.p.
Pr = potencia requerida, h.p.
W = peso, lbs
V = velocidad aérea verdadera, nudos
y
33,000 es el factor convirtiendo caballos de fuerza a pies-lbs/min
101.3 es el factor convirtiendo nudos a pies/min
La relación anterior establece que, para un peso de avión dado, la tasa de ascenso (RC) depende de la diferencia entre la potencia disponible y la potencia requerida (Pa - Pr), o exceso de potencia. Por supuesto, cuando el exceso de potencia es cero (Pa - Pr = 0 o Pa = Pr), la tasa de ascenso es cero y el avión está en vuelo estable y nivelado. Cuando la potencia disponible es mayor que la potencia requerida, el exceso de potencia permitirá una tasa de ascenso específica a la magnitud de exceso de potencia. También, cuando la potencia disponible es menor que la potencia requerida, la deficiencia de potencia produce una tasa de descenso. Esta relación provee la base para un importante axioma de técnica de vuelo: "Para las condiciones de vuelo estable, el ajuste de potencia es el control primario de tasa de ascenso o descenso".
Uno de los ítems más importantes de rendimiento de ascenso es la tasa de ascenso máxima. Por la ecuación previa para tasa de ascenso, el máximo de tasa de ascenso ocurriría donde existe la mayor diferencia entre potencia disponible y potencia requerida, i.e., máximo (Pa - Pr). La figura 2.21 ilustra el rendimiento de tasa de ascenso con las curvas de potencia disponible y potencia requerida versus velocidad. La curva de potencia requerida es de nuevo una representativa la cual podría ser propulsada por ya sea una planta de potencia tipo turborreactor o hélice. Las curvas de potencia disponible incluidas son para una planta de potencia de hélice característica y planta de potencia jet operando a salida máxima.
Las curvas de potencia para la aeronave de hélice representativa muestran una variación de potencia propulsiva típica de una combinación motor recíproco-hélice. La tasa máxima de ascenso para esta aeronave ocurrirá a alguna velocidad cercana a la velocidad para (L/D)max. No hay una relación directa la cual establece esta situación dado que la variación de eficiencia de la hélice es el factor principal contabilizando la variación de potencia disponible con velocidad. En un sentido ideal, si la eficiencia de la hélice fuera constante, la tasa máxima de ascenso ocurriría a una velocidad mayor que aquella para mínima potencia requerida. Sin embargo, en el caso actual, la eficiencia de la hélice de la aeronave ordinaria producirá menor potencia disponible a baja velocidad y causará que la tasa máxima de ascenso ocurra a una velocidad mayor que aquella para mínima potencia requerida.
Las curvas de potencia para la aeronave jet representativa muestran la variación casi lineal de potencia disponible con velocidad. La tasa máxima de ascenso para el avión jet típico ocurrirá a alguna velocidad mucho más alta que aquella para avión propulsado por hélice equivalente. En parte, esto es explicado por el continuo incremento en potencia disponible con velocidad. Note que un incremento del 50 por ciento en empuje por uso de un postquemador (afterburner) puede causar un incremento en tasa de ascenso de aproximadamente 100 por ciento.
El rendimiento de ascenso de un avión es afectado por muchos factores varios. Las condiciones de máximo ángulo de ascenso o tasa de ascenso ocurren a velocidades específicas y variaciones en velocidad producirán variaciones en rendimiento de ascenso. Generalmente, hay suficiente latitud que pequeñas variaciones en velocidad desde el óptimo no producen grandes cambios en rendimiento de ascenso y ciertos ítems operacionales pueden requerir velocidades ligeramente diferentes del óptimo. Por supuesto, el rendimiento de ascenso sería más crítico a alto peso, alta altitud, o durante mal funcionamiento de una planta de potencia.
Entonces, velocidades de ascenso óptimas son necesarias. Un cambio en peso de avión produce un efecto doble en rendimiento de ascenso. Primero, el peso, W, aparece directamente en el denominador de las ecuaciones para tanto ángulo de ascenso y tasa de ascenso. Además, un cambio en peso alterará la resistencia y potencia requerida. Generalmente, un incremento en peso reducirá la tasa máxima de ascenso pero el avión debe ser operado a algún incremento de velocidad para lograr la tasa de ascenso pico (a menos que el avión esté limitado por compresibilidad).
El efecto de la altitud en rendimiento de ascenso es ilustrado por los gráficos compuestos de la figura 2.22. Generalmente, un incremento en altitud incrementará la potencia requerida y disminuirá la potencia disponible. Por lo tanto, el rendimiento de ascenso de un avión se espera que sea grandemente afectado por la altitud. El cuadro compuesto de rendimiento de ascenso describe la variación con altitud de las velocidades para máxima tasa de ascenso, máximo ángulo de ascenso, y velocidades aéreas de vuelo nivelado máximo y mínimo. A medida que la altitud es incrementada, estas varias velocidades finalmente convergen en el techo absoluto (absolute ceiling) del avión.
En el techo absoluto, no hay exceso de potencia o empuje y solo una velocidad permitirá vuelo nivelado estable. La variación de tasa de ascenso y velocidad máxima de vuelo nivelado con altitud para el avión típico propulsado por hélice da evidencia del efecto del supercargador. Distintas aberraciones en estas curvas toman lugar en las altitudes críticas del supercargador y puntos de cambio de soplador (blower shift points). La curva de tiempo para ascender es el resultado de sumar los incrementos de tiempo gastado ascendiendo a través de incrementos de altitud. Note que la aproximación al techo absoluto produce tremendo incremento en la curva de tiempo.
Puntos de referencia específicos son establecidos por estas curvas compuestas de rendimiento de ascenso. Por supuesto, el techo absoluto del avión produce cero tasa de ascenso. El techo de servicio (service ceiling) es especificado como la altitud la cual produce una tasa de ascenso de 100 fpm. El techo de combate (combat ceiling). Usualmente, estos puntos de referencia específicos son provistos para el avión en la configuración de combate o una configuración de diseño específica.
Las curvas compuestas de rendimiento de ascenso para el avión turborreactor típico son mostradas en la figura 2.22. Un punto particular a notar es el decaimiento más rápido de rendimiento de ascenso con altitud por encima de la tropopausa. Esto es debido en gran parte al decaimiento más rápido del empuje del motor en la estratosfera.
Durante un descenso con potencia cortada (power off descent) la deficiencia de empuje y potencia definen el ángulo de descenso y tasa de descenso. Dos puntos particulares de interés durante un descenso con potencia cortada son: ángulo de descenso mínimo y tasa de descenso mínima. El ángulo de descenso mínimo proveería distancia de planeo máxima a través del aire. Dado que no hay empuje disponible de la planta de potencia, el ángulo de descenso mínimo sería obtenido en (L/D)max.
En (L/D)max la mayor proporción entre velocidad y potencia requerida es obtenida. La tasa de descenso mínima en vuelo con potencia cortada es obtenida en el ángulo de ataque y velocidad aérea los cuales producen potencia requerida mínima. Para aviones de relación de aspecto moderada, la velocidad es aproximadamente 75 por ciento de la velocidad para ángulo de descenso mínimo.
AIRCRAFT PROPELLERS / HÉLICES DE AERONAVES
La hélice de la aeronave funciona para convertir la potencia al eje (shaft horsepower) de la planta de potencia en potencia propulsiva (propulsive horsepower). Los principios básicos de la propulsión aplican a la hélice en el sentido de que el empuje (thrust) es producido proporcionando a la corriente de aire un cambio de cantidad de movimiento (momentum change). La hélice logra una alta eficiencia propulsiva procesando un flujo de masa de aire relativamente grande e impartiendo un cambio de velocidad relativamente pequeño. El cambio de cantidad de movimiento creado por la hélice se muestra en la ilustración de la figura 2.18.
La acción de la hélice puede ser idealizada asumiendo que el disco de la hélice rotatoria es simplemente un disco actuador (actuating disc). Como se muestra en la figura 2.18, el flujo de entrada (inflow) que se aproxima al disco de la hélice indica líneas de corriente convergentes con un aumento en velocidad y caída en presión. Las líneas de corriente convergentes dejando el disco indican una caída en presión y aumento en velocidad detrás de la hélice. El cambio de presión a través del disco resulta de la distribución de empuje sobre el área del disco de la hélice.
En este disco de hélice idealizado, la diferencia de presión está uniformemente distribuida sobre el área del disco pero el caso real es bastante diferente de esto.
La velocidad final de la estela de la hélice (propeller slipstream), V2, se logra a alguna distancia detrás de la hélice. Debido a la naturaleza del patrón de flujo producido por la hélice, la mitad del cambio de velocidad total es producido a medida que el flujo alcanza el disco de la hélice. Si el aumento de velocidad total asciende a 2a, la velocidad de flujo en el disco de la hélice se ha incrementado por la cantidad a a la velocidad V+a. La eficiencia propulsiva (propulsive efficiency), np, de la hélice ideal podría expresarse por la siguiente relación:
np = potencia de salida / potencia de entrada
np = TV / T(V + a)
Donde:
np = eficiencia propulsiva
T = empuje (thrust), lbs.
V = velocidad de vuelo, nudos
a = incremento de velocidad en el disco de la hélice, nudos.
Dado que la velocidad final, V2, es la suma de la velocidad de vuelo, V1, y el cambio de velocidad total 2a, la eficiencia propulsiva se reordena a la forma idéntica a la del turborreactor:
np = 2 / (1 + (V2/V1))
Así, existe la misma relación que con el motor turborreactor en que la alta eficiencia se desarrolla produciendo empuje con el flujo de masa más alto posible y el cambio de velocidad más pequeño necesario.
La hélice actual debe ser evaluada en un sentido más exacto para apreciar el efecto de la carga del disco no uniforme, resistencia de la pala de la hélice (propeller blade drag), fuerzas de interferencia, flujo de interferencia entre palas, etc. Con estas diferencias del disco ideal, es más apropiado definir la eficiencia de la hélice de la siguiente manera:
np = potencia propulsiva de salida / potencia al eje de entrada
np = (T)(V) / 325 BHP
Donde:
np = eficiencia de la hélice
T = empuje de la hélice (propeller thrust)
V = velocidad de vuelo, nudos
BHP = potencia al freno (brake horsepower) aplicada a la hélice.
Muchos factores diferentes gobiernan la eficiencia de una hélice. Generalmente, una hélice de gran diámetro favorece una alta eficiencia de la hélice desde el punto de vista del gran flujo de masa. Sin embargo, un poderoso efecto adverso en la eficiencia de la hélice es producido por altas velocidades de punta (tip speeds) y efectos de compresibilidad. Por supuesto, hélices de diámetro pequeño favorecen velocidades de punta bajas. Además, la hélice y la planta de potencia deben ser emparejadas para compatibilidad de salida y eficiencia.
Con el fin de apreciar algunos de los factores principales controlando la eficiencia de una hélice dada, la figura 2.18 ilustra la distribución de velocidad rotativa a lo largo de la pala de la hélice rotatoria. Estas velocidades rotativas se suman a las velocidades de flujo de entrada locales para producir una variación de velocidad resultante y dirección a lo largo de la pala. La distribución típica de empuje a lo largo de la pala de la hélice se muestra con el empuje predominante siendo localizado en las porciones exteriores de la pala. Note que la sección de la hélice produciendo empuje desarrolla un vórtice de punta (tip vortex) similar al vórtice de producción de sustentación del ala. Evidencia de este vórtice puede ser vista por el fenómeno de condensación ocurriendo en esta ubicación bajo ciertas condiciones atmosféricas.
Las velocidades componentes en una sección de pala dada se muestran por el diagrama de la figura 2.18. La velocidad de flujo de entrada se suma vectorialmente a la velocidad debida a la rotación para producir una inclinación del viento resultante con respecto al plano de rotación. Esta inclinación se denomina phi, el ángulo de paso efectivo (effective pitch angle), y es una función de alguna proporción de la velocidad de vuelo, V, y la velocidad debida a la rotación la cual es pi nD en la punta. Las proporciones de estos términos describen la "relación de avance" (advance ratio), J.
J = V / nD
Donde:
J = relación de avance de la hélice
V = velocidad de vuelo, pies por seg.
n = velocidad rotativa de la hélice, revoluciones por seg.
D = diámetro de la hélice, pies.
El ángulo de la pala de la hélice (propeller blade angle), beta, varía a lo largo de la longitud de la pala pero un valor representativo es medido al 75 por ciento de la longitud de la pala desde el cubo.
Note que la diferencia entre el ángulo de paso efectivo, phi, y el ángulo de la pala, beta, determina un ángulo de ataque efectivo para la sección de la pala de la hélice. Dado que el ángulo de ataque es el factor principal afectando la eficiencia de una sección de perfil aerodinámico, es razonable hacer la analogía que la relación de avance, J, y el ángulo de la pala, beta, son los factores principales afectando la eficiencia de la hélice.
El rendimiento de una hélice es tipificado por el gráfico de la figura 2.19 el cual ilustra la variación de eficiencia de la hélice, np, con la relación de avance, J, para varios valores de ángulo de pala, beta. El valor de np para cada beta aumenta con J hasta que un pico es alcanzado, luego disminuye. Es aparente que una hélice de paso fijo (fixed pitch propeller) puede ser seleccionada para proporcionar rendimiento adecuado en un rango estrecho de relación de avance pero la eficiencia sufriría considerablemente fuera de este rango.
Con el fin de proporcionar alta eficiencia de hélice a través de un amplio rango de operación, el ángulo de la pala de la hélice debe ser controlable. El medio más conveniente de controlar la hélice es por un aparato de gobierno de velocidad constante (constant speed governing apparatus). La característica de gobierno de velocidad constante es favorable desde el punto de vista de la operación del motor en que la salida del motor y eficiencia es positivamente controlada y gobernada.
El gobierno de la combinación motor-hélice permitirá la operación a través de un amplio rango de potencia y velocidad mientras mantiene una operación eficiente.
Si la envolvente de máxima eficiencia de la hélice está disponible, la potencia propulsiva disponible aparecerá como se muestra en el segundo gráfico de la figura 2.19. La potencia propulsiva disponible, Pa, es el producto de la eficiencia de la hélice y la potencia al eje aplicada.
Pa = (TV) / 325
Pa = (np) (BHP)
Las hélices utilizadas en la mayoría de los motores recíprocos grandes derivan eficiencias pico de hélice del orden de np = 0.85 a 0.88. Por supuesto, los valores pico están diseñados para ocurrir en alguna condición de diseño específica. Por ejemplo, la selección de una hélice para un transporte de largo alcance requeriría emparejamiento de la combinación motor-hélice para eficiencia pico en condición de crucero. Por otro lado, la selección de una hélice para un avión de tipo utilitario o de enlace requeriría emparejamiento de la combinación motor-hélice para lograr alta potencia propulsiva a baja velocidad y alta potencia para buen rendimiento de despegue y ascenso.
Varias consideraciones especiales deben ser hechas para la aplicación de hélices de aeronaves. En el evento de un mal funcionamiento o falla de la planta de potencia, provisión debe ser hecha para perfilar aerodinámicamente las palas de la hélice y reducir la resistencia de modo que el vuelo pueda ser continuado en los motores operativos restantes. Esto es logrado "embanderando" (feathering) las palas de la hélice lo cual detiene la rotación e incurre en un mínimo de resistencia para el motor inoperativo.
La necesidad para el embanderamiento es ilustrada en la figura 2.19 por el cambio en área parásita equivalente, delta f, con el ángulo de pala de la hélice, beta, de una instalación típica. Cuando la pala de la hélice está en la posición embanderada, el cambio en resistencia parásita es mínimo y, en el caso de una aeronave típica multi-motor, la resistencia parásita añadida de una hélice embanderada simple es una contribución relativamente pequeña a la resistencia total del avión.
En ángulos de pala más pequeños cerca de la posición de paso plano (flat pitch), la resistencia añadida por la hélice es muy grande. En estos ángulos de pala pequeños, la hélice en "molinete" (windmilling) a altas RPM puede crear una cantidad tan tremenda de resistencia que el avión puede ser incontrolable. La hélice en molinete a alta velocidad en el rango bajo de ángulos de pala puede producir un incremento en resistencia parásita que puede ser tan grande como la resistencia parásita del avión básico. Una indicación de esta poderosa resistencia es vista por el helicóptero en autorrotación.
El rotor en molinete es capaz de producir tasas de descenso de autorrotación comparables con las de una carga de área de disco de paracaídas idéntica. Así, la hélice en molinete a alta velocidad y pequeño ángulo de pala puede producir un coeficiente de resistencia efectivo del área del disco el cual se compara con el de un dosel de paracaídas. La resistencia y momento de guiñada (yawing moment) causado por pérdida de potencia a alta velocidad motor-hélice es considerable y el desplazamiento transitorio de guiñada de la aeronave puede producir cargas críticas para la cola vertical. Por esta razón, el embanderamiento automático puede ser una necesidad más que un lujo.
La gran resistencia la cual puede ser producida por la hélice rotatoria puede ser utilizada para mejorar el rendimiento de frenado del avión. Rotación de la pala de la hélice a pequeños valores positivos o valores negativos con potencia aplicada puede producir gran resistencia o empuje inverso (reverse thrust). Dado que la capacidad de empuje de la hélice es bastante alta a bajas velocidades, muy alta desaceleración puede ser provista solo por empuje inverso.
Las limitaciones operativas de la hélice están cercanamente asociadas con aquellas de la planta de potencia. Condiciones de sobre-velocidad (overspeed) son críticas a causa de las grandes cargas centrífugas y momentos de torsión de la pala producidos por una excesiva velocidad rotativa. Además, las palas de la hélice tendrán varios modos vibratorios y ciertas limitaciones operativas pueden ser necesarias para prevenir condiciones resonantes excitantes.
OPERATING LIMITATIONS / LIMITACIONES OPERATIVAS
Los motores recíprocos han alcanzado un gran grado de refinamiento y desarrollo y son uno de los tipos de plantas de potencia de aeronaves más confiables. Sin embargo, operación confiable del motor recíproco es obtenida solo por estricta adherencia a las limitaciones operativas específicas.
Las limitaciones operativas más importantes del motor recíproco son aquellas provistas para asegurar que la detonación y preignición no tomen lugar. El piloto debe asegurar que grados de combustible apropiados son usados y que los límites de MAP, BMEP, RPM, CAT, etc., no son excedidos.
Dado que la fuerte detonación o preignición es común al alto flujo de aire en potencia máxima, la probabilidad más probable de detonación o preignición es en el despegue. Con el fin de suprimir detonación o permitir mayor potencia para despegue, inyección de agua (water injection) es a menudo usada en el motor recíproco. En ajustes de alta potencia, la inyección de la mezcla agua-alcohol puede reemplazar el exceso de combustible requerido para suprimir detonación, y el empobrecimiento (derichment) hacia el valor para máxima liberación de calor reducirá la relación combustible-aire.
En algunas instancias, una presión de múltiple más alta puede ser utilizada para producir potencia adicional. El fluido de inyección requerirá proporciones de alcohol y agua bastante diferentes del fluido de inyección para aumento de empuje del motor jet. Dado que el empobrecimiento de la relación combustible-aire es deseado, la inyección anti-detonante (ADI) contendrá alcohol en cantidades para prevenir que el fluido residual ensucie la tubería.
Cuando los grados de combustible son alterados durante la operación y el motor debe ser operado en un grado de combustible inmediatamente inferior, cuenta apropiada debe ser hecha para el cambio en las limitaciones operativas. Esta contabilidad debe ser hecha para la potencia máxima para despegue y la potencia máxima de crucero dado que ambas de estas condiciones operativas están cerca de la envolvente de detonación. Además, cuando el grado de combustible más alto se vuelve disponible, los límites operativos más altos no pueden ser usados hasta que es seguro que no existe contaminación del combustible de grado inferior remanente en los tanques.
El empastado de bujías (spark plug fouling) puede proveer ciertos límites altos así como bajos de temperaturas operativas. Cuando temperaturas operativas excesivamente bajas son encontradas, empastado rápido por carbón de las bujías tomará lugar. Por otro lado, temperaturas operativas excesivamente altas producirán empastado de bujías por depósitos de bromuro de plomo de los aditivos del combustible.
Generalmente, los períodos limitados de tiempo en varios ajustes de alta potencia son establecidos para minimizar la acumulación de altas tasas de desgaste....
...y daño por fatiga. Minimizando la cantidad de tiempo total gastado en ajustes de alta potencia, mayor vida de revisión general (overhaul life) de la planta de potencia puede ser lograda. Esto no debería implicar que la clasificación de despegue del motor no debería ser usada. Realmente, el uso de la potencia máxima completa en despegue acumulará menos desgaste total del motor que un ajuste de potencia reducido a las mismas RPM debido a menos tiempo requerido para subir a una altitud dada o para acelerar a una velocidad dada.
La tasa más severa de desgaste y daño por fatiga ocurre a altas RPM y baja MAP. Altas RPM producen altas cargas centrífugas y cargas de inercia recíprocas. Cuando las grandes cargas de inercia recíprocas no son amortiguadas por altas presiones de compresión, cargas resultantes críticas pueden ser producidas. Así, tiempo de operación a máximas RPM y MAP debe ser mantenido a un mínimo y operación a máximas RPM y baja MAP debe ser evitada.
ITEMS OF AIRPLANE PERFORMANCE / ELEMENTOS DEL RENDIMIENTO DEL AVIÓN
STRAIGHT AND LEVEL FLIGHT / VUELO RECTO Y NIVELADO
Cuando el avión está en vuelo estable y nivelado, la condición de equilibrio debe prevalecer. La condición de vuelo no acelerada es lograda con el avión compensado para que la sustentación sea igual al peso y la resistencia del avión. En ciertas condiciones de rendimiento del avión es conveniente considerar los requisitos del avión por el empuje requerido (thrust required) (o resistencia) mientras en otros casos es más aplicable considerar el requisito por potencia requerida (power required). Generalmente, el avión jet requerirá consideración del empuje requerido y el avión de hélice requerirá consideración de la potencia requerida. Por lo tanto, el avión en vuelo estable nivelado requerirá sustentación igual a peso y empuje disponible igual a empuje requerido (resistencia) o potencia disponible igual a potencia requerida.
La variación de potencia requerida y empuje requerido con velocidad es ilustrada en la figura 2.20.
CLIMB PERFORMANCE / RENDIMIENTO DE ASCENSO
Las fuerzas actuando sobre el avión durante un ascenso son mostradas por la ilustración de la figura 2.21. Cuando el avión está en vuelo estable con ángulo moderado de ascenso, el componente vertical de sustentación es muy cercanamente el mismo que la sustentación actual. Tal vuelo de ascenso existiría con la sustentación muy cercanamente igual al peso...
Si se asume que la aeronave está en un ascenso estable con esencialmente pequeña inclinación de la trayectoria de vuelo, la suma de fuerzas a lo largo de la trayectoria de vuelo se resuelve a lo siguiente:
Fuerzas hacia adelante = Fuerzas hacia atrás
T = D + W sin gamma
Donde:
T = empuje disponible, lbs.
D = resistencia (drag), lbs.
W = peso, lbs.
gamma = inclinación de la trayectoria de vuelo o ángulo de ascenso ("gamma")
Esta relación básica desprecia algunos de los factores que pueden ser de importancia para aviones de muy alto rendimiento de ascenso... Sin embargo, esta relación básica definirá los factores principales afectando el rendimiento de ascenso. Con esta relación establecida por la condición de equilibrio, la siguiente relación existe para expresar el seno trigonométrico del ángulo de ascenso, gamma:
sin gamma = (T - D) / W
Esta relación simplemente establece que, para un peso de avión dado, el ángulo de ascenso (gamma) depende de la diferencia entre empuje y resistencia (T-D), o exceso de empuje.
El ángulo de ascenso máximo ocurriría donde existe la mayor diferencia entre empuje disponible y empuje requerido, i.e., máximo (T-D).
Para el avión propulsado por hélice, el exceso máximo de empuje y ángulo de ascenso ocurrirá a alguna velocidad justo por encima de la velocidad de pérdida (stall speed)...
Para la aeronave jet representativa... el exceso máximo de empuje y ángulo de ascenso ocurrirá donde el empuje requerido es en un mínimo, (L/D)max.
La tasa de ascenso (rate of climb) depende de la velocidad de vuelo y la inclinación de la trayectoria de vuelo...
RC = 101.3 V sin gamma
Donde:
RC = tasa de ascenso, f.p.m. (pies por minuto)
Pa = potencia disponible, h.p.
Pr = potencia requerida, h.p.
W = peso, lbs
V = velocidad aérea verdadera, nudos
RC = 33,000 (Pa - Pr) / W
La relación anterior establece que, para un peso de avión dado, la tasa de ascenso (RC) depende de la diferencia entre la potencia disponible y la potencia requerida (Pa - Pr), o exceso de potencia.
El rendimiento de ascenso de un avión es afectado por muchos factores varios... Generalmente, un incremento en peso reducirá la tasa máxima de ascenso pero el avión debe ser operado a algún incremento de velocidad para lograr la tasa de ascenso pico...
El efecto de la altitud en rendimiento de ascenso es ilustrado por los gráficos compuestos de la figura 2.22... A medida que la altitud es incrementada, estas varias velocidades finalmente convergen en el techo absoluto (absolute ceiling) del avión. En el techo absoluto, no hay exceso de potencia o empuje y solo una velocidad permitirá vuelo nivelado estable....
El rendimiento de ascenso para el avión típico turborreactor es mostrado en la figura 2.22. Un punto particular a notar es el decaimiento más rápido de rendimiento de ascenso con altitud por encima de la tropopausa. Esto es debido en gran parte al decaimiento más rápido del empuje del motor en la estratosfera.
Durante un descenso con potencia cortada (power off descent) la deficiencia de empuje y potencia definen el ángulo de descenso y tasa de descenso. El ángulo de descenso mínimo proveería distancia de planeo máxima a través del aire. Dado que no hay empuje disponible de la planta de potencia, el ángulo de descenso mínimo sería obtenido en (L/D)max.
RANGE PERFORMANCE / RENDIMIENTO DE ALCANCE
La habilidad de un avión para convertir energía de combustible en distancia de vuelo es uno de los elementos más importantes del rendimiento del avión. El problema de la operación de rango eficiente de un avión aparece en dos formas generales: (1) extraer la máxima distancia de vuelo de una carga de combustible dada o (2) volar una distancia especificada con el mínimo gasto de combustible. Un denominador común obvio para cada uno de estos problemas operativos es el "rango específico" (specific range), millas náuticas de distancia de vuelo por lb. de combustible. Condiciones de rango de crucero deben ser conducidas para que el avión obtenga el máximo rango específico a lo largo del vuelo.
GENERAL RANGE PERFORMANCE / RENDIMIENTO DE ALCANCE GENERAL
Los elementos principales del rendimiento de alcance pueden ser visualizados por uso de las ilustraciones de la figura 2.23. A partir de las características de la configuración aerodinámica y la planta de potencia....
...condiciones de vuelo nivelado estable definirán el rango del flujo de combustible a través del rango de velocidad de vuelo. El primer gráfico de la figura 2.23 ilustra una variación típica del flujo de combustible versus velocidad. El rango específico puede ser definido por la siguiente relación:
rango específico = millas náuticas/hr. / lbs. de combustible/hr.
o,
rango específico = velocidad, nudos / flujo de combustible, lbs. por hr.
así,
rango específico = velocidad / flujo de combustible
Si se desea el rango específico máximo, la condición de vuelo debe proporcionar un máximo de velocidad / flujo de combustible. Este punto particular sería localizado dibujando una línea recta desde el origen tangente a la curva de flujo de combustible versus velocidad.
El elemento general de rango debe ser claramente distinguido del elemento de resistencia (endurance). El elemento de rango involucra consideración de distancia de vuelo mientras resistencia involucra consideración de tiempo de vuelo. Así, es apropiado definir un término separado, "resistencia específica" (specific endurance).
resistencia específica = horas de vuelo / lb. de combustible
resistencia específica = horas de vuelo/hr. / lbs. de combustible/hr.
o, entonces,
resistencia específica = 1 / flujo de combustible, lbs. por hr.
Por esta definición, la resistencia específica es simplemente el recíproco del flujo de combustible. Así, si se desea máxima resistencia, la condición de vuelo debe proporcionar un mínimo de flujo de combustible. Este punto es fácilmente apreciado como el punto más bajo de la curva de flujo de combustible versus velocidad. Generalmente, en rendimiento subsónico, la velocidad a la cual la máxima resistencia es obtenida es aproximadamente 75 por ciento de la velocidad para máximo rango.
Un análisis más exacto del rango puede ser obtenido por un gráfico de rango específico versus velocidad similar al segundo gráfico de la figura 2.23. Por supuesto, la fuente de estos valores de rango específico es derivada por la proporción de velocidad y flujo de combustible de la curva previa de flujo de combustible versus velocidad. El máximo rango específico del avión está en el pico mismo de la curva. El punto de máxima resistencia es localizado por una línea recta desde el origen tangente a la curva de rango específico versus velocidad. Este punto de tangencia define un máximo de (nmi/lb.) por (nmi/hr.) o simplemente un máximo de (hrs./lb.).
Mientras que el valor pico mismo de rango específico proporcionaría operación de rango máximo, la operación de crucero de largo alcance es generalmente recomendada a una velocidad aérea ligeramente más alta. La operación de crucero de más largo alcance es conducida en la condición de vuelo la cual proporciona 99 por ciento del rango específico máximo absoluto. La ventaja de tal operación es que 1 por ciento de rango es intercambiado por 3 a 5 por ciento de mayor velocidad de crucero.
Dado que la velocidad de crucero más alta tiene un gran número de ventajas, el pequeño sacrificio de rango es una ganga justa. Las curvas de rango específico versus velocidad son afectadas por tres variables principales: peso bruto del avión, altitud, y la configuración aerodinámica externa del avión. Estas curvas son la fuente de datos de rango y resistencia y están incluidas en la sección de rendimiento del manual de vuelo.
"Cruise control" (Control de crucero) de un avión implica que el avión es operado para mantener la condición de largo alcance recomendada a través del vuelo. Dado que el combustible es consumido durante el crucero, el peso bruto del avión variará y la condición de velocidad aérea óptima, altitud, y ajuste de potencia variarán. Generalmente, "control de crucero" significa el control de velocidad aérea óptima, altitud, y ajuste de potencia para mantener la condición de rango específico máximo del 99 por ciento.
Al comienzo del crucero, el alto peso inicial del avión requerirá valores específicos de velocidad aérea, altitud, y ajuste de potencia para producir la condición de crucero recomendada. A medida que el combustible es consumido y el peso bruto del avión disminuye, la velocidad aérea óptima y ajuste de potencia pueden disminuir o la altitud óptima puede aumentar. También, el piloto debe proporcionar la técnica de control de crucero apropiada para asegurar que las condiciones óptimas son mantenidas.
El gráfico final de la figura 2.23 muestra una variación típica de rango específico con peso bruto para alguna operación de crucero particular. Al comienzo de la operación de crucero el peso bruto es alto y el rango específico es bajo. A medida que el combustible es consumido, y el peso bruto se reduce, el rango específico aumenta. Este tipo de curva relaciona el rango obtenido por el gasto de combustible por el área rayada entre los pesos brutos al comienzo y fin del crucero. Por ejemplo, si el avión comienza crucero a 18,500 lbs. y termina crucero a 13,000 lbs., 5,500 lbs. de combustible son gastadas. Si el rango específico promedio fuera 0.2 nmi/lb., el rango total sería:
rango = (0.2) nmi/lb. (5,500) lb.
= 1,100 nmi.
Así, el rango total es dependiente tanto del combustible disponible como del rango específico. Cuando el rango y economía de operación predominan, el piloto debe asegurar que el avión será operado en la condición de largo alcance recomendada. Por este procedimiento, el avión será capaz de su radio de diseño máximo o distancias de vuelo menores que el máximo pueden ser logradas con un máximo de reserva de combustible en el destino.
RANGE, PROPELLER DRIVEN AIRPLANES / RANGO, AVIONES PROPULSADOS POR HÉLICE
El avión propulsado por hélice combina la hélice con el motor recíproco o la turbina de gas (motor turbopropulsor o turboprop). En el caso de ya sea la combinación motor recíproco o turbina de gas, el flujo de combustible es determinado principalmente por la potencia al eje (shaft power) puesta en la hélice más que por el empuje (thrust). Así, el flujo de combustible de la planta de potencia podría estar relacionado directamente a la potencia requerida para mantener el avión en vuelo nivelado, estable. Este hecho permite el estudio del rango del avión propulsado por hélice por análisis de las curvas de potencia requerida versus velocidad.
La Figura 2.24 ilustra una curva típica de potencia requerida versus velocidad la cual, para el avión propulsado por hélice, sería análoga a la variación de flujo de combustible versus velocidad. La condición de máximo rango ocurriría donde la proporción entre velocidad y potencia requerida es mayor y este punto es localizado por una línea recta desde el origen tangente a la curva.
La condición de rango máximo es obtenida a la máxima relación sustentación-resistencia y es importante notar que (L/D)max para una configuración de avión dada ocurre a un ángulo de ataque y coeficiente de sustentación particular y no es afectado por peso o altitud (dentro de límites de compresibilidad). Dado que aproximadamente el 50 por ciento de la resistencia total a (L/D)max es resistencia inducida, el avión propulsado por hélice el cual es diseñado específicamente para largo alcance tendrá una fuerte preferencia por la forma en planta de alta relación de aspecto (high aspect ratio).
El efecto de la variación del peso bruto del avión es ilustrado por el segundo gráfico de la figura 2.24. La condición de vuelo de (L/D)max es lograda en un valor particular de coeficiente de sustentación para una configuración de avión dada. Por lo tanto, una variación de peso bruto alterará los valores de velocidad aérea, potencia requerida, y rango específico obtenidos a (L/D)max. Si una configuración de avión dada es operada a altitud constante y el coeficiente de sustentación para (L/D)max, las siguientes relaciones aplican:
V2/V1 = raíz_cuadrada(W2/W1)
Pr2/Pr1 = (W2/W1)^(3/2)
SR2/SR1 = W1/W2
Donde
condición (1) aplica a alguna condición conocida de velocidad, potencia requerida, y rango específico para (L/D)max a algún peso básico, W1
condición (2) aplica a algunos nuevos valores de velocidad, potencia requerida, y rango específico para (L/D)max a algún peso diferente, W2
y,
V = velocidad, nudos
W = peso bruto, lbs.
Pr = potencia requerida, h.p.
SR = rango específico, nmi/lb.
Así, un incremento del 10 por ciento en peso bruto crearía:
un incremento del 5 por ciento en velocidad
un incremento del 15 por ciento en potencia requerida
un decremento del 9 por ciento en rango específico
cuando el vuelo es mantenido en las condiciones óptimas de (L/D)max.
Las variaciones de velocidad y potencia requerida deben ser monitoreadas por el piloto como parte del control de crucero para mantener (L/D)max. Cuando la carga de combustible del avión es una parte pequeña del peso bruto y el rango es pequeño, el procedimiento de control de crucero puede ser simplificado a esencialmente una velocidad constante y ajuste de potencia a través del crucero. Sin embargo, el avión de largo alcance tiene un peso de combustible el cual es una parte considerable del peso bruto y el procedimiento de control de crucero debe emplear cambios programados de velocidad aérea y potencia para mantener condiciones de rango óptimo.
El efecto de la altitud en el rango del avión propulsado por hélice puede ser apreciado por inspección del gráfico final de la figura 2.24. Si una configuración dada de avión es operada a peso bruto constante y el coeficiente de sustentación para (L/D)max, un cambio en altitud producirá las siguientes relaciones:
V2/V1 = raíz_cuadrada(sigma1/sigma2)
Pr2/Pr1 = raíz_cuadrada(sigma1/sigma2)
Donde
condición (1) aplica a alguna condición conocida de velocidad y potencia requerida para (L/D)max a alguna altitud original, básica
condición (2) aplica a algunos nuevos valores de velocidad y potencia requerida para (L/D)max a alguna altitud diferente
y
V = velocidad, nudos (TAS, por supuesto)
Pr = potencia requerida, h.p.
sigma = relación de densidad de altitud (sigma)
Así, si el vuelo es conducido a 22,000 pies (sigma=0.498), el avión tendrá:
una velocidad 42 por ciento más alta
una potencia requerida 42 por ciento más alta
que cuando opera al nivel del mar. Por supuesto, la mayor velocidad es una TAS más alta dado que el avión a un peso y coeficiente de sustentación dados requerirá la misma EAS independiente de la altitud. También, la resistencia del avión a altitud es la misma que la resistencia al nivel del mar pero la mayor TAS causa una potencia requerida proporcionalmente mayor. Note que la misma línea recta desde el origen tangente a la curva de potencia a nivel del mar también es tangente a la curva de potencia a altitud.
El efecto de la altitud en el rango específico puede ser apreciado de las relaciones previas. Si un cambio en altitud causa cambios idénticos en velocidad y potencia requerida, la proporción de velocidad a potencia requerida estaría sin cambios. Este hecho implica que el rango específico del avión propulsado por hélice no sería afectado por la altitud. En el caso real, esto es cierto en la medida que el consumo específico de combustible de la planta de potencia (c) y la eficiencia de la hélice (np) son los factores principales los cuales podrían causar una variación del rango específico con la altitud.
Si los efectos de compresibilidad son despreciables, cualquier variación de rango específico con la altitud es estrictamente una función del rendimiento motor-hélice.
El avión equipado con el motor recíproco experimentará muy poca, si alguna, variación de rango específico con la altitud a bajas altitudes. Hay una variación despreciable del consumo específico de combustible al freno para valores de BHP por debajo de la clasificación de potencia máxima de crucero de la planta de potencia la cual es la operación auto-pobre (auto-lean) o pobre manual (manual lean). Así, un aumento en altitud producirá una disminución en rango específico solo cuando el requerimiento de potencia incrementado excede la clasificación de potencia máxima de crucero de las plantas de potencia. Una ventaja del supercargador (supercharging) es que el rango máximo a gran altitud y el correspondiente incremento en TAS puede lograr el rango a gran altitud. Las diferencias principales en el crucero a gran altitud y el crucero a baja altitud son las velocidades aéreas verdaderas y requerimientos de combustible de ascenso.
El avión equipado con la planta de potencia turbopropulsora (turboprop) exhibirá una variación de rango específico con la altitud por dos razones. Primero, el consumo específico de combustible (c) del motor de turbina mejora con las temperaturas de entrada más bajas comunes a grandes altitudes. También, los bajos requerimientos de potencia a baja altitud necesitan operación del motor ineficiente a baja salida de potencia. Los requerimientos de potencia incrementados a grandes altitudes permiten a la planta de potencia de turbina operar en un rango de salida eficiente. Así, mientras el avión no tiene preferencia particular por la altitud, las plantas de potencia prefieren las altitudes más altas y causan un incremento en rango específico con la altitud.
Generalmente, el límite superior de altitud para operación de crucero eficiente es definido por peso bruto (y potencia requerida) o efectos de compresibilidad.
El ascenso y descenso óptimo para el avión propulsado por hélice es afectado por muchos factores diferentes y ninguna relación general, todo inclusiva es aplicable. Datos del manual para el avión específico y varios procedimientos operativos definirán los procedimientos de operación.
RANGE, TURBOJET AIRPLANES / RANGO, AVIONES TURBORREACTORES
Muchos factores diferentes influencian el rango del avión turborreactor. Con el fin de simplificar el análisis del problema de rango general, es conveniente separar factores del avión de factores de la planta de potencia y analizar cada ítem independientemente. Una analogía sería el estudio del rendimiento de "carro de caballos" (horsecart) separando el rendimiento del "caballo" del "carro" para distinguir los factores principales los cuales afectan el rendimiento general.
En el caso del avión turborreactor, el flujo de combustible es determinado principalmente por el empuje (thrust) requerido para mantener el avión en vuelo nivelado, estable más que por la potencia. El flujo de combustible podría estar relacionado más directamente al empuje requerido para mantener el avión en vuelo nivelado, estable. Este hecho permite el estudio del avión propulsado por turborreactor por análisis de las curvas de empuje requerido versus velocidad. La Figura 2.25 ilustra una curva típica de empuje requerido versus velocidad la cual sería (algo) análoga a la variación de flujo de combustible versus velocidad. La condición de máxima resistencia (maximum endurance) sería obtenida a (L/D)max dado que esto incurriría en el flujo de combustible más bajo para mantener el avión en vuelo nivelado, estable. La condición de rango máximo ocurriría donde la proporción entre velocidad y empuje requerido es mayor y este punto es localizado por una línea recta desde el origen tangente a la curva.
El rango máximo es obtenido en la condición dinámica aerodinámica la cual produce una proporción máxima entre la raíz cuadrada del coeficiente de sustentación (CL) y el coeficiente de resistencia (CD), o raíz_cuadrada(CL)/CD max. En rendimiento subsónico, raíz_cuadrada(CL)/CD max ocurre a un ángulo de ataque y coeficiente de sustentación particular y no es afectado por peso o altitud (dentro de límites de compresibilidad). En esta condición aerodinámica específica, la resistencia inducida es aproximadamente 25 por ciento de la resistencia total así que el avión turborreactor diseñado para largo alcance no tiene la fuerte preferencia por la forma en planta de alta relación de aspecto como el avión de hélice. Por otro lado, dado que aproximadamente el 75 por ciento de la resistencia total es resistencia parásita, el avión turborreactor diseñado específicamente para largo alcance tiene el requerimiento especial de gran limpieza aerodinámica.
El efecto de la variación del peso bruto del avión es ilustrado por el segundo gráfico de la figura 2.25. La condición de vuelo de raíz_cuadrada(CL)/CD max es lograda a un valor de coeficiente de sustentación para un avión dado en vuelo subsónico. Por lo tanto, una variación de peso bruto alterará los valores de velocidad aérea, empuje requerido, y rango específico obtenidos a raíz_cuadrada(CL)/CD max. Si una configuración dada es operada a altitud constante y coeficiente de sustentación las siguientes relaciones aplicarán:
V2/V1 = raíz_cuadrada(W2/W1)
Tr2/Tr1 = W2/W1
SR2/SR1 = raíz_cuadrada(W1/W2) (altitud constante)
Donde
condición (1) aplica a alguna condición conocida de velocidad, empuje requerido, y rango específico para raíz_cuadrada(CL)/CD max a algún peso básico, W1
condición (2) aplica a algunos nuevos valores de velocidad, empuje requerido, y rango específico para raíz_cuadrada(CL)/CD max a algún peso diferente, W2
y
V = velocidad, nudos
W = peso bruto, lbs.
Tr = empuje requerido, lbs.
SR = rango específico, nmi/lb.
Así, un incremento del 10 por ciento en peso bruto crearía:
un incremento del 5 por ciento en velocidad
un incremento del 10 por ciento en empuje requerido
un decremento del 5 por ciento en rango específico
cuando el vuelo es mantenido en condiciones de raíz_cuadrada(CL)/CD max. Dado que la mayoría de los aviones a reacción tienen un peso de combustible el cual es una gran parte del peso bruto, procedimientos de control de crucero serán necesarios para dar cuenta de los cambios en velocidades aéreas óptimas y ajustes de potencia a medida que el combustible es consumido.
El efecto de la altitud en el rango del avión turborreactor es de gran importancia porque ningún otro ítem simple puede causar variaciones tan grandes de rango específico. Si una configuración dada de avión es operada a peso bruto constante y el coeficiente de sustentación para raíz_cuadrada(CL)/CD max, un cambio en altitud producirá las siguientes relaciones:
V2/V1 = raíz_cuadrada(sigma1/sigma2)
Tr = constante (despreciando efectos de compresibilidad)
SR2/SR1 = raíz_cuadrada(sigma1/sigma2) (despreciando factores afectando el rendimiento del motor)
Donde
condición (1) aplica a alguna condición conocida de velocidad, empuje requerido, y rango específico para raíz_cuadrada(CL)/CD max a alguna altitud básica original.
condición (2) aplica a algunos nuevos valores de velocidad, empuje requerido, y rango específico para raíz_cuadrada(CL)/CD max a alguna altitud diferente.
y
V = velocidad, nudos (TAS, por supuesto)
Tr = empuje requerido, lbs.
SR = rango específico, nmi/lb.
sigma = relación de densidad de altitud (sigma)
Así, si el vuelo es conducido a 40,000 pies (sigma=0.246), el avión tendrá:
una velocidad 102 por ciento más alta
el mismo empuje requerido
un rango específico 102 por ciento más alto
(incluso cuando los efectos beneficiosos de la altitud en el rendimiento del motor son despreciados)
que cuando opera al nivel del mar. Por supuesto, la mayor velocidad es una TAS más alta y el mismo empuje requerido debe ser obtenido con unas RPM del motor mayores.
En este punto es necesario considerar el efecto de la condición operativa en el rendimiento de la planta de potencia. Un incremento en altitud mejorará el rendimiento de la planta de potencia en dos aspectos. Primero, un incremento en altitud cuando por debajo de la tropopausa proporcionará temperaturas de entrada más bajas las cuales reducen el consumo específico de combustible (ct). De curso, sobre la tropopausa el consumo específico de combustible tiende a aumentar. A baja altitud, las RPM del motor necesarias para producir el empuje requerido son bajas y, generalmente, muy por debajo del valor nominal normal. Así, un segundo beneficio de la altitud en el rendimiento del motor es debido al incremento en velocidad del motor requerido para proporcionar empuje de crucero. Un incremento en la velocidad del motor al valor nominal normal reducirá el consumo específico de combustible.
El incremento en rango específico con la altitud del avión turborreactor puede ser atribuido a estos tres factores:
(1) Un incremento en altitud incrementará la proporción de (V/Tr) y proporcionará una mayor TAS para el mismo Tr.
(2) Un incremento en altitud en la troposfera producirá temperatura de aire de entrada más baja la cual reduce el consumo específico de combustible.
(3) Un incremento en altitud requiere RPM del motor aumentadas para proporcionar empuje de crucero y el consumo específico de combustible se reduce a medida que las RPM nominales normales son aproximadas.
El efecto combinado de estos tres factores define la altitud como el ítem más importante afectando el rango específico del avión turborreactor. Como un ejemplo de este efecto combinado, el avión turborreactor típico obtiene un rango específico a 40,000 pies el cual es aproximadamente 150 por ciento mayor que aquel obtenido al nivel del mar. La TAS incrementada da cuenta de aproximadamente dos tercios de este beneficio mientras que el rendimiento del motor incrementado (ct reducido) da cuenta del otro tercio del beneficio. Por ejemplo, al nivel del mar el rango específico máximo de un avión turborreactor puede ser 0.1 nmi/lb. pero a 40,000 pies el rango específico máximo sería aproximadamente 0.25 nmi/lb..
Del análisis previo, es aparente que la altitud de crucero del turborreactor debería ser tan alta como sea posible dentro de los límites de compresibilidad o empuje. Generalmente, la altitud óptima a la cual el crucero debe comenzar es la altitud más alta a la cual el empuje continuo máximo puede proporcionar la aerodinámica óptima. Por supuesto, la altitud óptima es determinada principalmente por el peso bruto al comienzo del crucero. Para la mayoría de los aviones turborreactores esta altitud estará en o por encima de la tropopausa para configuraciones de crucero normales.
La mayoría de los aviones turborreactores los cuales tienen rendimiento transónico o supersónico moderado obtendrán rango máximo con un crucero subsónico alto. Sin embargo, el avión diseñado específicamente para alto rendimiento supersónico obtendrá rango máximo con un crucero supersónico y la operación subsónica causará relaciones bajas de sustentación-resistencia, malas relaciones de entrada y rendimiento del motor y reducirán la capacidad de rango.
El control de crucero del avión turborreactor es considerablemente diferente del del avión propulsado por hélice. Dado que el rango específico es tan grandemente afectado por la altitud, la altitud óptima para el comienzo del crucero debe ser alcanzada tan rápidamente como sea consistente con los requerimientos del programa de ascenso. La sección de rango-ascenso del manual de vuelo especificará el procedimiento apropiado. El descenso desde la altitud de crucero empleará esencialmente la misma característica, un descenso rápido es necesario para minimizar el tiempo a bajas altitudes donde el rango específico es bajo y el flujo de combustible es alto para una velocidad de motor dada.
Durante el vuelo de crucero del avión turborreactor, la disminución del peso bruto por el gasto de combustible puede resultar en dos tipos de control de crucero.
Durante un crucero a altitud constante, una reducción en peso bruto requerirá una reducción de velocidad y empuje de motor para mantener el coeficiente de sustentación óptimo de crucero subsónico. Mientras tal crucero puede ser necesario para conformarse al flujo de tráfico, constituye una cierta ineficiencia de operación. Si el avión no estuviera restringido a una altitud particular, mantener el mismo coeficiente de sustentación y velocidad del motor permitiría al avión ascender a medida que el peso bruto disminuye. Dado que la altitud generalmente produce un efecto beneficioso en el rango, la trayectoria de vuelo de crucero en ascenso (climbing cruise) implica un vuelo más eficiente.
El vuelo de crucero del avión turborreactor comenzará usualmente en o por encima de la tropopausa con el fin de proporcionar condiciones de rango óptimo. Si el vuelo es conducido a raíz_cuadrada(CL)/CD max, coeficiente de sustentación y coeficiente de resistencia óptimos. Cuando el avión es fijado a estos valores de CL y CD y la TAS es mantenida constante, tanto la sustentación como la resistencia son directamente proporcionales a la relación de densidad, sigma. También, por encima de la tropopausa, el empuje es proporcional a sigma cuando la TAS y RPM son constantes. Como resultado, una reducción de peso bruto por el gasto de combustible permitiría al avión ascender pero el avión permanecería en equilibrio porque la sustentación, resistencia, y empuje varían todos de la misma manera. Esta relación es ilustrada por la figura 2.26.
La relación de sustentación, resistencia, y empuje es conveniente para, en parte, justificar la condición de una velocidad constante. Por encima de la tropopausa, la velocidad del sonido es constante por lo tanto una velocidad constante produciría un número de Mach constante. En este caso, los valores óptimos de raíz_cuadrada(CL)/CD y CD no varían durante el ascenso dado que el número de Mach es constante. El consumo específico de combustible es inicialmente constante por encima de la tropopausa pero comienza a aumentar a altitudes muy por encima de la tropopausa. Si el consumo específico de combustible se asume constante durante el crucero-ascenso, las siguientes relaciones aplicarán:
V, M, CL y CD son constantes
FF2/FF1 = sigma2/sigma1 = W2/W1
SR2/SR1 = W1/W2 (crucero ascenso sobre tropopausa, M constante, ct constante).
Donde
condición (1) aplica a alguna condición conocida de peso, flujo de combustible, y rango específico a alguna altitud básica original durante el crucero ascenso.
condición (2) aplica a algunos nuevos valores de peso, flujo de combustible, y rango específico a alguna altitud diferente a lo largo de una trayectoria de crucero ascenso particular.
y
V = velocidad, nudos
M = número de Mach
W = peso bruto, lbs.
FF = flujo de combustible, lbs./hr.
SR = rango específico, nmi/lb.
sigma = relación de densidad de altitud
Así, durante un vuelo de crucero-ascenso, un decremento del 10 por ciento en peso bruto del consumo de combustible crearía:
ningún cambio en número de Mach o TAS
un decremento del 5 por ciento en EAS
un decremento del 10 por ciento en sigma, i.e., mayor altitud
un decremento del 10 por ciento en flujo de combustible
un incremento del 11 por ciento en rango específico
Una comparación importante puede ser hecha entre el crucero a altitud constante y el crucero-ascenso con respecto a la variación de rango específico. De las relaciones previas, un decremento del 2 por ciento en peso bruto durante el crucero crearía un incremento del 1 por ciento en rango específico en un crucero a altitud constante pero un incremento del 2 por ciento en rango específico en un crucero-ascenso a número de Mach constante. Así, un rango específico promedio más alto puede ser mantenido durante el gasto de un incremento dado de combustible. Si un avión comienza un crucero en condiciones óptimas en o por encima de la tropopausa con un peso de combustible dado, los siguientes datos proveen una comparación del rango total disponible de una altitud constante o trayectoria de vuelo de crucero-ascenso.
| Ratio de peso de combustible de crucero a peso bruto de avión al comienzo del crucero | Ratio de rango de crucero-ascenso a rango de crucero a altitud constante |
| 0.0 | 1.000 |
| 0.1 | 1.026 |
| 0.2 | 1.057 |
| 0.3 | 1.092 |
| 0.4 | 1.136 |
| 0.5 | 1.182 |
| 0.6 | 1.248 |
| 0.7 | 1.331 |
Por ejemplo, si el peso de combustible de crucero es el 50 por ciento del peso bruto, la trayectoria de vuelo de crucero en ascenso proveerá un rango 18.2 por ciento mayor que el crucero a altitud constante. Esta comparación no incluye consideración de ninguna variación de consumo específico de combustible durante el crucero o los efectos de compresibilidad en definir la condición de vuelo óptimo. Sin embargo, la comparación es generalmente aplicable para aeronaves las cuales tienen crucero subsónico.
Cuando el avión tiene un crucero supersónico para rango máximo, la trayectoria de vuelo óptima es generalmente una de número de Mach constante. El vuelo óptimo es necesariamente—un crucero en ascenso. En este caso de crucero subsónico o supersónico, un Machmetro es de importancia principal en el control de crucero del avión a reacción.
El efecto del viento en el rango es de considerable importancia en las operaciones de vuelo. Por supuesto, un viento de frente siempre reducirá el rango y un viento de cola siempre aumentará el rango. La selección de una altitud de crucero con los vientos más favorables (o menos desfavorables) es un asunto relativamente simple para el caso del avión propulsado por hélice. Dado que el rango del avión propulsado por hélice no es grandemente afectado por la altitud, la altitud con los vientos favorables más óptimos es seleccionada para rango. Sin embargo, el rango del avión turborreactor es grandemente afectado por la altitud así que la selección de una altitud óptima involucrará considerar el perfil de viento con la variación del rango grandemente con la altitud, el turborreactor puede tolerar vientos menos favorables (o más desfavorables) con una altitud aumentada.
En algunos casos, grandes valores de viento pueden causar un cambio significativo en la velocidad de crucero para mantener el máximo de millas náuticas terrestres por libra de combustible. Como un ejemplo de una condición extrema, considere un avión volando hacia un viento de frente (headwind) el cual iguala la velocidad de crucero. En este caso, cualquier aumento en la velocidad mejoraría el alcance.
Para apreciar los cambios en velocidades óptimas con varios vientos, refiérase a la ilustración de la figura 2.26. Cuando existen condiciones de viento cero, una línea recta desde el origen tangente a la curva de flujo de combustible versus velocidad localizará las condiciones de alcance máximo. Cuando existe una condición de viento de frente, la velocidad para el máximo alcance con respecto al suelo (ground range) es localizada por una línea tangente dibujada desde un desplazamiento de velocidad igual a la velocidad del viento de frente. Esto localizará el alcance máximo a alguna velocidad y flujo de combustible más altos. Por supuesto, el alcance será menor que cuando se está en condiciones de viento cero pero la velocidad y flujo de combustible más altos minimizarán la pérdida de alcance debido al viento de frente. En un sentido similar, un viento de cola (tailwind) reducirá la velocidad de crucero para maximizar el beneficio del viento de cola.
El procedimiento de emplear diferentes velocidades de crucero para dar cuenta de los efectos del viento es necesario solo a valores extremos de velocidad del viento. Es necesario considerar el cambio en la velocidad aérea de crucero óptima cuando las velocidades del viento exceden el 25 por ciento de la velocidad de crucero con viento cero.
RENDIMIENTO DE AUTONOMÍA / ENDURANCE PERFORMANCE
La capacidad del avión para convertir la energía del combustible en tiempo de vuelo es un factor importante en las operaciones de vuelo. La "autonomía específica" (specific endurance) se define de la siguiente manera:
autonomía específica = horas de vuelo / lb. de combustible = 1 / flujo de combustible, lbs. por hora.
La autonomía específica es simplemente el recíproco del flujo de combustible, por lo tanto, la autonomía máxima (maximum endurance) se obtendría con el flujo de combustible más bajo en vuelo nivelado estable. Obviamente, el tiempo de vuelo máximo de una cantidad dada de combustible proporcionará la autonomía máxima. Generalmente, en el rendimiento subsónico, la velocidad a la que se logra la autonomía máxima es aproximadamente el 75 por ciento de la velocidad para el alcance máximo (maximum range).
Aunque muchos factores diferentes pueden afectar la autonomía específica, los factores más importantes bajo el control del piloto son la configuración y la altitud de operación. Por supuesto, para condiciones de autonomía máxima, el avión debe estar en la configuración limpia y ser operado en las condiciones aerodinámicas adecuadas.
EFECTO DE LA ALTITUD EN LA AUTONOMÍA, AVIONES PROPULSADOS POR HÉLICE / EFFECT OF ALTITUDE ON ENDURANCE, PROPELLER DRIVEN AIRPLANES
Dado que el flujo de combustible del avión propulsado por hélice es proporcional a la potencia requerida, el avión propulsado por hélice logrará la autonomía específica máxima cuando se opere con la potencia mínima requerida. El punto de potencia mínima requerida se obtiene a un valor específico del coeficiente de sustentación (lift coefficient) para una configuración particular del avión y es esencialmente independiente del peso o la altitud. Sin embargo, un aumento en la altitud aumentará el valor de la potencia mínima requerida como se ilustra en la figura 2.27.
Si el consumo específico de combustible no estuviera influenciado por la altitud o la potencia del motor, la autonomía específica sería directamente proporcional a la raíz cuadrada de sigma, por ejemplo, la autonomía específica a 22,000 pies (sigma = 0.498) sería aproximadamente el 70 por ciento del valor al nivel del mar. Este ejemplo es muy cercano al caso del avión con motor alternativo (reciprocating engine) ya que el consumo específico de combustible y la eficiencia de la hélice no se ven directamente afectados por la altitud. La conclusión obvia es que la autonomía máxima del avión con motor alternativo se obtiene a la altitud más baja práctica.
La variación con la altitud de la autonomía máxima del avión turbohélice requiere la consideración de factores de la planta motriz además avión tendrá una autonomía específica máxima a 35,000 pies, que es al menos un 40 por ciento mayor que el valor máximo al nivel del mar.
Si el avión turborreactor está a baja altitud y es necesario mantener la espera (hold) durante un tiempo considerable, la autonomía máxima en el aire se obtendrá iniciando un ascenso a una altitud óptima dependiente de la cantidad de combustible disponible. Aunque se gasta combustible durante el ascenso, la mayor altitud proporcionará una mayor autonomía total a diferencia de la producción de una reducción prohibitiva en la autonomía por el ascenso.
ALCANCE Y AUTONOMÍA FUERA DEL ÓPTIMO / OFF-OPTIMUM RANGE AND ENDURANCE
Hay muchas condiciones de operaciones de vuelo en las que el alcance o autonomía óptimos no son posibles o prácticos. En muchas instancias, las condiciones fuera del óptimo resultan de ciertos requisitos operacionales o la simplificación del procedimiento operativo. Además, el rendimiento fuera del óptimo puede ser el resultado de un mal funcionamiento o fallo de la planta motriz.
Las condiciones más importantes se discuten para varios aviones según el tipo de planta motriz.
AVIÓN PROPULSADO POR MOTOR ALTERNATIVO / RECIPROCATING POWERED AIRPLANE
En la mayoría de los casos, el avión propulsado por motor alternativo es operado a un crucero dictado por el motor. El uso en servicio probablemente definirá algún ajuste de potencia continua que dará una buena vida útil y una operación libre de problemas de la planta motriz. Cuando el alcance o la autonomía no son de especial interés, el expediente simple es operar la planta motriz con el ajuste de potencia recomendado y aceptar cualquier velocidad, alcance o autonomía que resulte. Aunque tal procedimiento simplifica enormemente el asunto del control de crucero, la práctica no proporciona el conocimiento necesario para operar un avión de alto rendimiento.
El fallo de un motor en el avión propulsado por motor alternativo multimotor tiene ramificaciones interesantes. El primer problema que aparece es producir suficiente potencia de los motores restantes para mantener el avión en el aire. factores del avión y de la planta motriz. La planta motriz del turbohélice prefiere la operación a bajas temperaturas del aire de entrada y una potencia relativamente alta para producir un bajo consumo específico de combustible. Mientras que un aumento en la altitud aumentará la potencia mínima requerida para el avión, la planta motriz logra diferencias más eficientes, la autonomía máxima del avión turbohélice multimotor a bajas altitudes puede requerir apagar algunas de las plantas motrices para operar las restantes a un ajuste de potencia más alto y eficiente.
EFECTO DE LA ALTITUD EN LA AUTONOMÍA, AVIONES TURBORREACTORES / EFFECT OF ALTITUDE ON ENDURANCE, TURBOJET AIRPLANES
Dado que el flujo de combustible del avión propulsado por turborreactor es proporcional al empuje requerido, el avión turborreactor alcanzará la autonomía específica máxima cuando se opere al empuje mínimo requerido o (L/D)max. En vuelo subsónico, (L/D)max ocurre a un valor específico del coeficiente de sustentación para un avión dado y es esencialmente independiente del peso o la altitud. Si un peso y configuración de avión dados son operados a varias altitudes, el valor del empuje mínimo requerido no se ve afectado por la altitud como se muestra en la figura 2.27. Por lo tanto, es evidente que la configuración aerodinámica no tiene preferencia por la altitud (dentro de los límites de compresibilidad) y la autonomía específica es una función solo del rendimiento del motor.
El consumo específico de combustible del motor turborreactor se ve fuertemente afectado por las RPM de operación y la altitud. Generalmente, el motor turborreactor prefiere el rango de operación cerca de la velocidad nominal normal del motor y las bajas temperaturas de la estratosfera para producir un bajo consumo específico de combustible. Por lo tanto, el aumento de la altitud proporciona una mayor velocidad del motor para proporcionar el empuje requerido a (L/D)max. El avión turborreactor típico experimenta un aumento en la autonomía específica con la altitud, con los valores máximos ocurriendo en o cerca de la tropopausa.
Por ejemplo, un avión turborreactor monomotor típico. avión turbohélice pero hay factores adicionales disponibles para influir en la autonomía específica a baja altitud. En otras palabras, la autonomía a baja altitud puede mejorarse apagando algunas plantas motrices y operando las restantes a un ajuste de potencia más alto y eficiente. Muchos factores operacionales podrían decidir si tal procedimiento sería una técnica adecuada.
AVIÓN PROPULSADO POR TURBORREACTOR / TURBOJET POWERED AIRPLANE
El aumento de la altitud tiene un efecto poderoso tanto en el alcance como en la autonomía del avión turborreactor. Como resultado de este poderoso efecto, el avión turborreactor típico alcanzará la autonomía específica máxima en o cerca de la tropopausa. Además, el alcance específico máximo generalmente ocurre a la altitud más alta a la que la clasificación normal del motor puede sostener las condiciones óptimas de crucero aerodinámico.
A condiciones de baja altitud de crucero, la velocidad del motor necesaria para sostener las condiciones aerodinámicas óptimas es relativamente baja y el consumo específico de combustible es relativamente pobre. Por lo tanto, a baja altitud, el avión prefiere las velocidades bajas para obtener (raíz cuadrada de CL / CD)max pero la planta motriz prefiere las velocidades más altas comunes a una mayor eficiencia del motor. El compromiso resulta en una autonomía específica máxima a velocidades de vuelo muy por encima de las condiciones aerodinámicas óptimas. En un sentido, las condiciones de crucero a baja altitud son dictadas por el motor.
La altitud es el factor más importante que afecta el alcance específico del avión turborreactor. Cualquier operación por debajo de la altitud óptima tendrá un efecto notable en la capacidad de alcance y se debe dar la debida consideración a la pérdida de alcance. Además, los aviones turborreactores diseñados específicamente para largo alcance tendrán un gran porcentaje del peso bruto como combustible. Los grandes cambios en el peso bruto durante el crucero requerirán métodos particulares de control de crucero para extraer el alcance de vuelo máximo. Una variación del perfil de vuelo óptimo de crucero (Mach constante, crucero-ascenso, o cualquier técnica apropiada) resultará en una pérdida de capacidad de alcance.
El fallo de un motor durante el crucero óptimo de un avión turborreactor multimotor causará una pérdida notable de alcance. Dado que el crucero óptimo del turborreactor es generalmente un crucero limitado por empuje, la pérdida de parte del empuje total significa que el avión debe descender a una altitud más baja. Por ejemplo, si un jet bimotor comienza un crucero óptimo a 35,000 pies (sigma = 0.31) y falla una planta motriz, el avión debe descender a una altitud más baja para que el motor operativo pueda proporcionar el empuje de crucero. La altitud resultante sería aproximadamente 16,000 pies (sigma = 0.61).
Así, el avión experimentará una pérdida de alcance restante en el punto del fallo del motor y la pérdida podría explicarse por la velocidad aerodinámica verdadera (TAS) reducida y el aumento en el consumo específico de combustible (ct) debido a la mayor temperatura ambiente del aire. En el caso del avión del ejemplo, el fallo del motor causaría una pérdida del 30 al 40 por ciento de alcance desde el punto de fallo del motor. Por supuesto, el lanzamiento (jettisoning) de elementos de peso fungibles permitiría una mayor altitud y aumentaría el alcance específico.
La autonomía máxima en el avión turborreactor varía con la altitud debido a los cambios en el flujo de combustible necesarios para proporcionar el empuje requerido a (L/D)max. La baja temperatura del aire de entrada de la tropopausa y la mayor velocidad del motor reducen el consumo específico de combustible al mínimo. Si el avión turborreactor monomotor está a baja altitud y debe esperar o resistir por un período de tiempo, debe comenzar un ascenso para aprovechar la mayor autonomía específica a mayor altitud. La altitud a la que subir será determinada por la cantidad de combustible restante.
En el caso del turborreactor multimotor a baja altitud, se pueden utilizar algunos procedimientos ligeramente diferentes. Si todas las plantas motrices están operando, es deseable subir a una altitud más alta que es una función de la cantidad de combustible. Una alternativa a baja altitud. sería proporcionar el empuje de autonomía con algún(os) motor(es) apagado(s) y el(los) motor(es) restante(s) operando a una salida de potencia más eficiente. Esta técnica causaría una pérdida mínima de autonomía si se hace a baja altitud. La viabilidad de tal procedimiento depende de muchos factores operacionales.
En todos los casos, el avión debe estar en la configuración externa más limpia posible porque la autonomía específica es directamente proporcional a (L/D). problema será más crítico si el avión está a gran altitud, alto peso bruto, y con flaps y tren extendidos. La menor altitud, el lanzamiento de elementos de peso y la limpieza del avión reducirán la potencia requerida para que el motor operativo deba ser puesto en bandera o la potencia requerida pueda exceder la disponible de las plantas motrices restantes.
El efecto en el alcance depende mucho de la configuración del avión. Cuando la hélice en el motor inoperativo se pone en bandera (feathered), la resistencia añadida es mínima, pero hay resistencia añadida requerida para equilibrar la potencia asimétrica. Cuando ambas fuentes de resistencia añadida se tienen en cuenta, (L/D)max se reduce pero no en cantidades significativas. Generalmente, si el consumo específico de combustible y la eficiencia de la hélice no se deterioran, el alcance específico máximo no se reduce grandemente. En el avión bimotor la potencia requerida debe ser suministrada por el motor restante y esto usualmente requiere más que la clasificación máxima de crucero de la planta motriz.
Como resultado, la planta motriz no puede ser operada en la mezcla auto-pobre o manual-pobre y el consumo específico de combustible aumenta grandemente. Así, debe anticiparse una pérdida notable de alcance en el avión bimotor. El fallo de un motor en el avión de cuatro (o más) motores puede permitir que las plantas motrices restantes operen en un rango de potencia económica. Si el avión está limpio, a baja altitud, y bajo peso bruto, es probable que el fallo de un motor no cause una pérdida de alcance. Sin embargo, la pérdida de dos motores es probable que cause una pérdida considerable de alcance.
Cuando el fallo del motor produce una situación crítica de potencia o alcance, es posible un rendimiento mejorado con el avión en la configuración limpia a baja altitud. Además, el lanzamiento de elementos de peso fungibles reducirá la potencia requerida y mejorará el alcance específico.
AVIÓN PROPULSADO POR TURBOHÉLICE / TURBOPROP POWERED AIRPLANE
El motor de turbina tiene la preferencia por configuraciones de alta potencia y altas altitudes para proporcionar un bajo consumo específico de combustible. Por lo tanto, las condiciones fuera del óptimo de alcance o autonomía pueden concernirse con altitudes menores que la óptima. Altitudes menores que la óptima pueden reducir el alcance pero la pérdida puede minimizarse en el avión multimotor apagando algunas plantas motrices y operando las restantes a una salida más eficiente. En este caso, el cambio del consumo específico de combustible se limita a la variación con la altitud.
Esencialmente existe la misma situación en el caso de fallo de motor al navegar en altitud óptima. Si la hélice en el motor inoperativo se pone en bandera, la pérdida de alcance se limitará al cambio en el consumo específico de combustible de la altitud de crucero reducida. Si existe una situación crítica debido al fallo del motor, una reducción en la altitud proporciona un beneficio inmediato debido a la reducción de la potencia requerida y el aumento en la potencia disponible de las plantas motrices. Además, el lanzamiento de elementos de peso fungibles mejorará el rendimiento y, por supuesto, la configuración limpia proporciona la resistencia parásita mínima.
La autonomía máxima del avión turbohélice no varía tan grandemente con la altitud como el avión turborreactor. Mientras que cada configuración tiene sus propios requisitos operativos particulares, la autonomía a baja altitud del avión turbohélice monomotor requiere una consideración especial. El turborreactor monomotor generalmente experimentará un aumento en la autonomía específica con un aumento en la altitud desde el nivel del mar. Sin embargo, si el avión está a baja altitud y debe esperar o resistir por un período de tiempo, la decisión de comenzar un ascenso o mantener la altitud existente dependerá de la cantidad de combustible disponible. El ascenso requiere combustible y los requisitos de combustible para el ascenso y la autonomía específica variable con la altitud. Un problema algo similar existe con el multimotor definen el límite de rendimiento de giro máximo (maximum turning performance).
El límite aerodinámico (aerodynamic limit) describe el radio de giro mínimo disponible para el avión cuando se opera a C_Lmax. Cuando el avión está a la velocidad de pérdida (stall speed) en vuelo nivelado, toda la sustentación es necesaria para sostener la aeronave en vuelo y ninguna está disponible para producir un giro estable. Por lo tanto, el radio de giro a la velocidad de pérdida es infinito.
A medida que la velocidad aumenta por encima de la velocidad de pérdida, el avión a C_Lmax es capaz de desarrollar una sustentación mayor que el peso y producir un radio de giro finito. Por ejemplo, a una velocidad del doble de la velocidad de pérdida, el avión a C_Lmax es capaz de desarrollar un factor de carga de cuatro y utilizar un ángulo de alabeo (bank angle) de 75.5 grados (cos 75.5 grados = 0.25). El aumento continuo en la velocidad aumenta el factor de carga y el ángulo de alabeo que está disponible aerodinámicamente pero, debido a la tasa del aumento en velocidad y el efecto básico en el radio de giro, el radio de giro se acerca a un valor mínimo absoluto. Cuando C_Lmax no se ve afectado por la velocidad, el radio de giro mínimo aerodinámico se acerca a este valor absoluto, el cual es una función de C_Lmax, W/S (carga alar), y sigma (densidad). En realidad, el único denominador común del rendimiento de giro aerodinámico es la velocidad de pérdida del ala a nivel.
El límite aerodinámico del radio de giro requiere que se utilice una mayor velocidad para producir factores de carga crecientes y mayores ángulos de alabeo. Obviamente, velocidades muy altas requerirán factores de carga muy altos y el radio de giro mínimo aerodinámico absoluto requerirá un factor de carga infinito. Aumentar la velocidad por encima de la velocidad de pérdida eventualmente producirá el límite del factor de carga y un aumento continuo en la velocidad por encima de este punto requerirá que el factor de carga y el ángulo de alabeo se limiten para prevenir daños estructurales.
Cuando el factor de carga y el ángulo de alabeo se mantienen constantes en el límite estructural, el radio de giro varía como el cuadrado de la velocidad y aumenta rápidamente por encima del límite aerodinámico. La intersección de las líneas del límite aerodinámico y el límite estructural es la "velocidad de maniobra (maneuver speed)". La velocidad de maniobra es la velocidad mínima necesaria para desarrollar aerodinámicamente el factor de carga límite (limit load factor) y produce el radio de giro mínimo dentro de las limitaciones aerodinámicas y estructurales.
A velocidades menores que la velocidad de maniobra, el factor de carga límite no está disponible aerodinámicamente y el rendimiento de giro está limitado aerodinámicamente. A velocidades mayores que la velocidad de maniobra, el factor de carga aerodinámico máximo no está disponible y el rendimiento de giro está limitado estructuralmente.
Cuando se conocen la velocidad de pérdida y el factor de carga límite para una configuración particular, la velocidad de maniobra se relaciona mediante la siguiente expresión:
V_p = V_s * raiz_cuadrada(n limit)
donde
V_p = velocidad de maniobra (maneuver speed), nudos
V_s = velocidad de pérdida (stall speed), nudos
n limit = factor de carga límite (limit load factor)
Por ejemplo, un avión con un factor de carga límite de 4.0 tendría una velocidad de maniobra que es el doble de la velocidad de pérdida.
La línea de límite aerodinámico de la primera ilustración de la figura 2.30 es típica de un avión con un C_Lmax que es invariable con la velocidad. Si bien esto es aplicable para la mayoría de los aviones subsónicos, una diferencia considerable sería típica del avión transónico o supersónico en altitud. Los efectos de compresibilidad y los cambios en la potencia de control longitudinal pueden producir un C_L máximo disponible que varía con la velocidad y un radio de giro aerodinámico que no es un mínimo absoluto al máximo de velocidad.
La segunda ilustración de la figura 2.30 describe el rendimiento de giro a altitud constante de un avión. Cuando un avión está a gran altitud, el rendimiento de giro en el extremo de alta velocidad del rango de vuelo suele estar limitado por el empuje (thrust limited) en lugar de limitado estructuralmente. En vuelo a altitud constante, el empuje debe igualar la resistencia para mantener el equilibrio y, por lo tanto, el radio de giro a altitud constante es infinito a la velocidad máxima de nivel. Cualquier alabeo o giro a la velocidad máxima de vuelo nivelado incurriría en una resistencia adicional y importante —si no más importante— como el aumento de la velocidad de pérdida en el vuelo de viraje. Es importante también que cualquier giro sea bien coordinado para prevenir el aumento de resistencia asociado a un deslizamiento (sideslip).
RENDIMIENTO DE GIRO / TURNING PERFORMANCE
El componente horizontal de la sustentación igualará la fuerza centrífuga del vuelo de giro estable. Este hecho permite el desarrollo de las siguientes relaciones del rendimiento de giro:
radio de giro (turn radius)
r = V^2 / (11.26 tan phi)
donde
r = radio de giro, pies.
V = velocidad, nudos (TAS)
phi = ángulo de alabeo, grados
tasa de giro (turn rate)
ROT = (1,091 tan phi) / V
donde
ROT = tasa de giro, grados por segundo.
phi = ángulo de alabeo, grados
V = velocidad, nudos, TAS
Estas relaciones definen el radio de giro, r, y la tasa de giro, ROT, como funciones de dos variables principales: ángulo de alabeo, phi, y velocidad, V (TAS). Así, cuando el avión se vuela en el giro coordinado y estable a valores específicos de ángulo de alabeo y velocidad, la tasa de giro y el radio de giro son fijos e independientes del tipo de avión. Como ejemplo, un avión en un giro estable y coordinado a un ángulo de alabeo de 45 grados y una velocidad de 250 nudos (TAS) tendría el siguiente rendimiento de giro:
r = (250)^2 / (11.26)(1.000) (tan 45 grados = 1.000)
= 5,550 pies.
y
ROT = (1,091)(1.000) / 250
= 4.37 grados por seg.
Si el avión mantuviera el mismo ángulo de alabeo a 500 nudos (TAS), el radio de giro se cuadruplicaría (r = 22,200 pies) y la tasa de giro sería la mitad del valor original (ROT = 2.19 grados por seg.).
Los valores de radio de giro y tasa de giro versus velocidad se muestran en la figura 2.29 para varios ángulos de alabeo y los factores de carga correspondientes. Las condiciones son para el giro coordinado y estable a altitud constante, pero los resultados son aplicables para el vuelo en ascenso o descenso cuando el ángulo de ascenso o descenso es relativamente pequeño. Si bien el efecto de la altitud en el rendimiento de giro no es inmediatamente aparente en estas curvas, el efecto principal se apreciará a medida que una velocidad verdadera (TAS) aumentada para una velocidad equivalente dada (EAS).
RENDIMIENTO TÁCTICO / TACTICAL PERFORMANCE
Muchas maniobras tácticas requieren el uso de la capacidad de giro máxima (maximum turning capability) del avión. La capacidad de giro máxima de un avión estará definida por tres factores:
(1) Capacidad de sustentación máxima (Maximum lift capability). La combinación del coeficiente de sustentación máximo, C_Lmax, y la carga alar, W/S, definirá la capacidad del avión para desarrollar aerodinámicamente los factores de carga del vuelo de maniobra.
(2) Límites de resistencia operativa (Operating strength limits). Los límites superiores de los factores de carga de maniobra que no dañarán la estructura primaria del avión. Estos límites no deben excederse en operaciones normales debido a la posibilidad de daño o fallo estructural.
(3) Límites de empuje o potencia (Thrust or power limits). Definirán la capacidad del avión para girar a altitud constante. La condición limitante sería hasta que la resistencia aumentada por el factor de carga bajo y la resistencia inducida sea igual al empuje máximo disponible de la planta motriz. Tal caso produciría la capacidad máxima de giro para mantener una altitud constante.
La primera ilustración de la figura 2.30 muestra cómo los límites aerodinámicos y estructurales...
RENDIMIENTO DE MANIOBRA / MANEUVERING PERFORMANCE
Cuando el avión está en vuelo de giro, el avión no está en equilibrio estático pues debe desarrollarse el desequilibrio de fuerza para producir la aceleración del giro. Durante un giro coordinado y estable, la sustentación se inclina para producir un componente horizontal de fuerza para igualar la fuerza centrífuga del giro. Además, el componente vertical de la sustentación que es igual al peso del avión. La Figura 2.28 ilustra las fuerzas que actúan sobre el avión en un giro coordinado y estable.
Para el caso del giro coordinado y estable, el componente vertical de la sustentación debe igualar el peso de la aeronave para que no haya aceleración en la dirección vertical. Este requisito conduce a la siguiente relación:
n = L / W
n = 1 / cos phi
n = sec phi
donde
n = factor de carga o "G" (load factor)
L = sustentación, lbs. (lift)
W = peso, lbs. (weight)
phi = ángulo de alabeo, grados (bank angle)
De esta relación es evidente que el giro coordinado y estable requiere valores específicos de factor de carga, n, en varios ángulos de alabeo, phi.
Por ejemplo, un ángulo de alabeo de 60 grados requiere un factor de carga de 2.0 (cos 60 grados = 0.5 o sec 60 grados = 2.0) para proporcionar el giro coordinado y estable. si el avión estuviera en un alabeo de 60 grados y no se proporcionara sustentación para producir el factor de carga exacto de 2.0, el avión estaría acelerando en la dirección vertical así como en la dirección horizontal y el giro no sería estable. Además, cualquier fuerza lateral (sideforce) en el avión debido a deslizamiento (sideslip), etc., colocaría la fuerza aerodinámica resultante fuera del plano de simetría perpendicular al eje lateral y el giro no estaría coordinado.
Como consecuencia de la sustentación aumentada requerida para producir el giro estable en un alabeo, la resistencia inducida se incrementa por encima de la incurrida por el vuelo estable, a nivel y con sustentación igual al peso. En un sentido, el giro aumenta el peso bruto requerido en vuelo nivelado. Las curvas de empuje total y potencia requerida en un giro estable aumentarán de la misma manera que el peso bruto aumentado en vuelo nivelado.
La figura 2.28 ilustra el efecto general del vuelo de giro en el empuje total y la potencia requerida. Por supuesto, el cambio en el empuje requerido a cualquier velocidad dada se debe al cambio en la resistencia inducida y la magnitud del cambio depende del valor de la resistencia inducida en vuelo nivelado y el ángulo de alabeo en el vuelo de giro. Dado que la resistencia inducida varía generalmente como el cuadrado de C_L, los siguientes datos proporcionan una ilustración del efecto del ángulo de alabeo:
| Ángulo de alabeo, phi | Factor de carga, n | Aumento porcentual en resistencia inducida desde vuelo nivelado |
| 0 grados | 1.000 | 0 (por supuesto) |
| 15 grados | 1.036 | 7.2 |
| 30 grados | 1.154 | 33.3 |
| 45 grados | 1.414 | 100.0 |
| 60 grados | 2.000 | 300.0 |
Dado que la resistencia inducida predomina a bajas velocidades, los giros pronunciados a bajas velocidades pueden producir aumentos significativos en el empuje o potencia requerida para mantener la altitud. Por lo tanto, los giros pronunciados deben evitarse después del despegue, y especialmente durante una situación crítica de potencia por fallo o mal funcionamiento de una planta motriz. La resistencia inducida grandemente aumentada es justo lo que causaría que el avión descendiera. Sin embargo, a medida que la velocidad se reduce por debajo de la velocidad máxima de vuelo nivelado, la resistencia parásita (parasite drag) se reduce y permite que el aumento de resistencia inducida acomode giros moderados dentro del empuje máximo disponible. Así, las consideraciones de altitud constante aumentarán el radio de giro mínimo aerodinámico y definirán un radio particular por encima del límite aerodinámico.
Cada uno de los tres factores limitantes (aerodinámico, estructural y de potencia) puede combinarse para definir el rendimiento de giro de un avión. Generalmente, los límites aerodinámicos y de potencia predominan a gran altitud, mientras que los límites aerodinámicos y estructurales predominan a baja altitud. El conocimiento de este rendimiento de giro es particularmente necesario para la operación efectiva de tipos de aviones de combate e interceptores.