馃敶✈️ 427. Manual - AERODYNAMICS FOR NAVAL AVIATORS - NAVAIR 00-80T-80 (2 parte) 馃殎
Fuente:
AERODYNAMICS FOR NAVAL AVIATORS BY
H. H. HURT, JR.
UNIVERSITY OF SOUTHERN CALIFORNIA
(NA VAIR 00-80T-80)
PARASITE DRAG (RESISTENCIA PAR脕SITA)
Adem谩s de la resistencia causada por el desarrollo de la sustentaci贸n (Induced Drag o resistencia inducida), existe la resistencia obvia que no se debe al desarrollo de la sustentaci贸n. Una superficie alar incluso con sustentaci贸n cero tendr谩 resistencia de "perfil" debido a la fricci贸n de la piel (Skin Friction) y a la forma. Los otros componentes del avi贸n, como el fuselaje, la cola, las g贸ndolas, etc., contribuyen a la resistencia debido a su propia forma y fricci贸n superficial. Cualquier p茅rdida de cantidad de movimiento de la corriente de aire debido a la refrigeraci贸n de la planta motriz, aire acondicionado, o fugas a trav茅s de huecos de construcci贸n o acceso es, en efecto, una resistencia adicional. Cuando los diversos componentes del avi贸n se juntan, la resistencia total ser谩 mayor que la suma de los componentes individuales debido a la "interferencia" de unos con otros.
BOUNDARY LAYER & DRAG COEFFICIENTS (CAPA L脥MITE Y COEFICIENTES DE RESISTENCIA)
La interferencia m谩s habitual de importancia ocurre en la intersecci贸n ala-cuerpo donde el crecimiento de la capa l铆mite (Boundary Layer) en el fuselaje reduce las velocidades de la capa l铆mite en la superficie de la ra铆z del ala. Esta reducci贸n en la energ铆a permite que la capa l铆mite de la ra铆z del ala sea m谩s f谩cilmente separada en presencia de un gradiente de presi贸n adverso. Dado que la superficie superior del ala tiene gradientes de presi贸n m谩s cr铆ticos, una posici贸n de ala baja en un fuselaje circular crear铆a mayor resistencia de interferencia que una posici贸n de ala alta. Es necesario un carenado (Filleting) y control adecuados de los gradientes de presi贸n locales para minimizar dicha resistencia adicional debida a la interferencia.
La suma de todas las resistencias debidas a la forma, fricci贸n, fugas y p茅rdidas de momento, e interferencia se denomina "Parasite Drag" (resistencia par谩sita) ya que no est谩 directamente asociada con el desarrollo de la sustentaci贸n. Mientras que esta resistencia par谩sita no es variable con la sustentaci贸n, es variable con la velocidad. La variaci贸n del coeficiente de resistencia par谩sita, CDp, con el coeficiente de sustentaci贸n, CL, se muestra para un avi贸n t铆pico en la figura 1.34. El coeficiente de resistencia par谩sita m铆nima, CDp_min, generalmente ocurre en o cerca de sustentaci贸n cero y la resistencia par谩sita aumenta por encima de este punto en una curva suave. El coeficiente de resistencia inducida se muestra en el mismo gr谩fico con fines de comparaci贸n, ya que la resistencia total del avi贸n es una suma de la resistencia par谩sita e inducida.
En muchas partes del rendimiento del avi贸n es necesario distinguir completamente entre la resistencia debida a la sustentaci贸n y la resistencia no debida a la sustentaci贸n. La resistencia total de un avi贸n es la suma de las resistencias par谩sita e inducida.
F贸rmula: CD = CDp + CDi
Donde:
CD= coeficiente de resistencia del avi贸nCDp= coeficiente de resistencia par谩sitaCDi= coeficiente de resistencia inducida
F贸rmula: = 0.318 * (CL^2 / AR)
AIRPLANE EFFICIENCY & FORMULAS (EFICIENCIA DEL AVI脫N Y F脫RMULAS)
De la inspecci贸n de la figura 1.34 se ve que tanto CDp como CDi var铆an con el coeficiente de sustentaci贸n. Sin embargo, la variaci贸n usual del t茅rmino de resistencia par谩sita permite una correlaci贸n simple con el t茅rmino de resistencia inducida. En efecto, la parte de la resistencia par谩sita por encima del m铆nimo con sustentaci贸n cero puede ser "agrupada" con el factor de resistencia inducida mediante un "factor de eficiencia del avi贸n", e. Mediante este m茅todo de contabilidad, el coeficiente de resistencia del avi贸n se expresa como:
F贸rmula: CD - CDp_min = (CDi / e)
F贸rmula: CD = CDp_min + 0.318 * (CL^2 / (AR * e))
Donde:
CDp_min= coeficiente de resistencia par谩sita m铆nimaCDi= coeficiente de resistencia inducidae= factor de eficiencia del avi贸n
De esta forma, el coeficiente de resistencia del avi贸n se expresa como la suma de la resistencia no debida a la sustentaci贸n (CDp_min) y la resistencia debida a la sustentaci贸n (CDi / e). El factor de eficiencia del avi贸n es alguna constante (generalmente menor que la unidad) que incluye la resistencia par谩sita debida a la sustentaci贸n con la resistencia inducida por la sustentaci贸n. CDp_min es invariante con la sustentaci贸n y representa la resistencia par谩sita a sustentaci贸n cero. Un valor t铆pico de CDp_min ser铆a 0.020, del cual el ala puede representar el 50 por ciento, el fuselaje y las g贸ndolas el 40 por ciento, y la cola el 10 por ciento.
El t茅rmino de (0.318 * CL^2 / ARe) representa toda la resistencia debida a la sustentaci贸n: la resistencia inducida por la sustentaci贸n y la resistencia par谩sita extra debida a la sustentaci贸n. Los valores t铆picos del factor de eficiencia del avi贸n var铆an de 0.6 a 0.9 dependiendo de la configuraci贸n del avi贸n y sus caracter铆sticas. Mientras que el t茅rmino de resistencia debida a la sustentaci贸n incluye algo de resistencia par谩sita, todav铆a se le refiere generalmente como resistencia inducida.
El segundo gr谩fico de la figura 1.34 muestra que la suma de CDp_min y CDi / e puede aproximar el coeficiente de resistencia total del avi贸n real, CD, a trav茅s de un amplio rango de coeficientes de sustentaci贸n. Para aviones de relaci贸n de aspecto (Aspect Ratio) moderada, esta representaci贸n de la resistencia total del avi贸n es bastante precisa hasta cerca del 70 por ciento de CL_max. En coeficientes de sustentaci贸n altos cerca de CL_max, el procedimiento no es demasiado preciso debido a la variaci贸n m谩s aguda de la resistencia par谩sita en altos 谩ngulos de ataque.
En cierto sentido, el factor de eficiencia del avi贸n disminuir铆a desde el valor constante y la resistencia real cambiar铆a desde la curva de aproximaci贸n. La desviaci贸n de la resistencia real del avi贸n de la curva de aproximaci贸n es bastante notable para aviones con baja relaci贸n de aspecto y flecha (Sweepback). Otro factor a considerar es el efecto de la compresibilidad. Dado que los efectos de compresibilidad destruir铆an esta relaci贸n, la mayor aplicaci贸n es para el an谩lisis de rendimiento subs贸nico.
La resistencia total del avi贸n es la suma de la resistencia par谩sita y la resistencia inducida.
F贸rmula: D = Dp + Di
Donde:
Di= resistencia inducida =(0.318 * CL^2 / ARe) * qSy
Dp= resistencia par谩sita =CDp_min * qS
Cuando se expresa de esta forma, la resistencia inducida, Di, incluye todas las resistencias debidas a la sustentaci贸n y es 煤nicamente una funci贸n de la sustentaci贸n. La resistencia par谩sita, Dp, es completamente independiente de la sustentaci贸n: podr铆a llamarse la "resistencia de puerta de granero" del avi贸n.
Una expresi贸n alternativa para la resistencia par谩sita es:
F贸rmula: Dp = f * q
Donde:
f= 谩rea par谩sita equivalente, pies cuadrados (sq. ft.)f = CDp_min * Sq= presi贸n din谩mica, psfq = (sigma * V^2) / 295oDp = (f * sigma * V^2) / 295
PARASITE DRAG VARIATION (VARIACI脫N DE LA RESISTENCIA PAR脕SITA)
En esta forma, el 谩rea par谩sita equivalente, f, es el producto de CDp_min y S y relaciona una .impresi贸n del tama帽o de "puerta de granero". Por lo tanto, la resistencia par谩sita puede apreciarse como el resultado de la presi贸n din谩mica, q, actuando sobre el 谩rea par谩sita equivalente, f. El "谩rea par谩sita equivalente" se define mediante esta relaci贸n como una superficie hipot茅tica con un CD = 1.0 que produce la misma resistencia par谩sita que el avi贸n. Una analog铆a ser铆a una puerta de granero en la corriente de aire que es equivalente al avi贸n. Los valores t铆picos para el 谩rea par谩sita equivalente var铆an desde 4 pies cuadrados para un avi贸n de combate limpio hasta 40 pies cuadrados para un gran avi贸n de transporte. Por supuesto, cuando cualquier avi贸n cambia de la configuraci贸n limpia a la configuraci贸n de aterrizaje, el 谩rea par谩sita equivalente aumenta.
EFFECT OF CONFIGURATION (EFECTO DE LA CONFIGURACI脫N). La resistencia par谩sita, Dp, no se ve afectada por la sustentaci贸n, pero es variable con la presi贸n din谩mica y el 谩rea par谩sita equivalente. Este principio proporciona la base para ilustrar la variaci贸n de la resistencia par谩sita con las diversas condiciones de vuelo. Si todos los otros factores se mantienen constantes, la resistencia par谩sita var铆a directamente con el 谩rea par谩sita equivalente.
F贸rmula: Dp2 / Dp1 = f2 / f1 (V y sigma son constantes)
Donde:
Dp1= resistencia par谩sita correspondiente a alg煤n 谩rea par谩sita original,f1.Dp2= resistencia par谩sita correspondiente a alguna nueva 谩rea par谩sita,f2.
Como ejemplo, bajar el tren de aterrizaje y los flaps puede aumentar el 谩rea par谩sita en un 80 por ciento. A cualquier velocidad y altitud dadas, este avi贸n experimentar铆a un aumento del 80 por ciento en la resistencia par谩sita.
EFFECT OF ALTITUDE (EFECTO DE LA ALTITUD).
De manera similar, el efecto de la altitud sobre la resistencia par谩sita puede ser tan grande a una velocidad o un cuarto de resistencia par谩sita a la mitad de la velocidad original. Este hecho puede ser apreciado por la relaci贸n de la presi贸n din谩mica con la velocidad: dos veces m谩s V, cuatro veces m谩s q, y cuatro veces m谩s Dp. Esta variaci贸n expresada de la resistencia par谩sita con la velocidad se帽ala que la resistencia par谩sita ser谩 de la mayor importancia a altas velocidades y pr谩cticamente insignificante en vuelo a bajas presiones din谩micas.
Para ilustrar este hecho, un avi贸n en vuelo justo por encima de la velocidad de p茅rdida podr铆a tener una resistencia par谩sita que es solo el 25 por ciento de la resistencia total. Sin embargo, este mismo avi贸n a velocidad m谩xima de vuelo nivelado a baja altitud tendr铆a una resistencia par谩sita que es casi el 100 por ciento de la resistencia total. El predominio de la resistencia par谩sita a altas velocidades de vuelo enfatiza la necesidad de una gran limpieza aerodin谩mica (bajo f) para obtener un rendimiento de alta velocidad.
En el r茅gimen de vuelo subs贸nico, la configuraci贸n ordinaria de un avi贸n tiene una porci贸n muy grande del 谩rea par谩sita equivalente determinada por la resistencia de fricci贸n superficial (Skin Friction Drag). Dado que el ala contribuye casi la mitad de la resistencia par谩sita total, la resistencia de perfil del ala puede ser minimizada mediante el uso de secciones de perfil aerodin谩mico que producen un flujo laminar extenso. Un efecto sutil en la resistencia par谩sita ocurre por la influencia del 谩rea del ala.
Dado que el 谩rea del ala (S) aparece directamente en la ecuaci贸n de resistencia par谩sita, una reducci贸n en el 谩rea del ala reducir铆a la resistencia par谩sita si todos los otros factores permanecieran sin cambios. Si bien la relaci贸n exacta involucra la consideraci贸n de muchos factores, la mayor铆a de las configuraciones de aviones 贸ptimas tienen una fuerte preferencia por la carga alar pr谩ctica m谩s alta y una superficie alar m铆nima.
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 formaci贸n temprana de ondas de choque en el avi贸n. Esto requerir谩 generalmente ser apreciado. El efecto general de la altitud se expresa por:
F贸rmula: Dp2 / Dp1 = sigma2 / sigma1 (donde f y V son constantes)
Donde:
Dp1= resistencia par谩sita correspondiente a alguna relaci贸n de densidad de altitud original,sigma1Dp2= resistencia par谩sita correspondiente a alguna nueva relaci贸n de densidad de altitud,sigma2
Esta relaci贸n implica que la resistencia par谩sita disminuir铆a en altitud, por ejemplo, un avi贸n dado en vuelo a una TAS (Velocidad Verdadera) dada a 40,000 pies (sigma = 0.25) tendr铆a un cuarto de la resistencia par谩sita que a nivel del mar (sigma = 1.00). Este efecto resulta cuando la menor densidad del aire produce menos presi贸n din谩mica. Sin embargo, si el avi贸n se vuela a una EAS (Velocidad Equivalente) constante, la presi贸n din谩mica y, por lo tanto, la resistencia par谩sita no var铆an. En este caso, la TAS ser铆a mayor en altitud para proporcionar la misma EAS.
EFFECT OF SPEED (EFECTO DE LA VELOCIDAD). El efecto de la velocidad sola sobre la resistencia par谩sita es el m谩s importante. Si todos los otros factores se mantienen constantes, el efecto de la velocidad sobre la resistencia par谩sita se expresa como:
F贸rmula: Dp2 / Dp1 = (V2 / V1)^2
Donde:
Dp1= resistencia par谩sita correspondiente a alguna velocidad original,V1Dp2= resistencia par谩sita correspondiente a alguna nueva velocidad,V2(f y sigma son constantes)
Esta relaci贸n expresa un efecto poderoso de la velocidad sobre la resistencia par谩sita. Como ejemplo, un avi贸n dado en vuelo a alguna altitud tendr铆a cuatro veces m谩s resistencia par谩sita al doble... (de velocidad).
AIRPLANE TOTAL DRAG (RESISTENCIA TOTAL DEL AVI脫N)
La resistencia total de un avi贸n en vuelo es la suma de la resistencia inducida y par谩sita. La figura 1.35 ilustra la variaci贸n de la resistencia total con la velocidad para un avi贸n dado en vuelo nivelado a un peso, configuraci贸n y altitud particulares. La resistencia par谩sita 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 avi贸n muestra el predominio de la resistencia inducida a baja velocidad y la resistencia par谩sita a alta velocidad. Puntos espec铆ficos de inter茅s en la curva de resistencia son los siguientes:
(A) La p茅rdida (Stall) de este avi贸n en particular ocurre a 100 nudos y est谩 indicada por un aumento brusco en la resistencia real. Dado que las ecuaciones generalizadas para la resistencia inducida y par谩sita no dan cuenta de las condiciones en p茅rdida, la resistencia real del avi贸n se representa mediante la l铆nea punteada "gancho".
(B) A una velocidad de 124 nudos, el avi贸n incurrir铆a en una tasa m铆nima 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 avi贸n fuera impulsado con una planta motriz de tipo h茅lice rec铆proca, la autonom铆a m谩xima ocurrir铆a a esta velocidad.
(C) El punto de resistencia total m铆nima ocurre a una velocidad de 163 nudos. Dado que a esta velocidad se incurre en la menor resistencia total para un vuelo de sustentaci贸n igual al peso, el avi贸n est谩 operando al m谩ximo (L/D)max. Debido a la manera particular en que las resistencias par谩sita e inducida var铆an con la velocidad (resistencia par谩sita directamente como la velocidad al cuadrado; resistencia inducida inversamente como la velocidad al cuadrado) la resistencia total m铆nima ocurre cuando las resistencias inducida y par谩sita son iguales. La velocidad para resistencia m铆nima es una referencia importante para muchos elementos del rendimiento del avi贸n.
Un elemento presentado anteriormente relacionaba el rendimiento de planeo y la relaci贸n sustentaci贸n-resistencia. A la velocidad de 163 nudos, este avi贸n incurre en una resistencia total de 778 libras mientras produce 12,000 libras de sustentaci贸n. Estas cifras indican una relaci贸n m谩xima sustentaci贸n-resistencia de 15.4 y relatan una relaci贸n de planeo de 15.4. Adem谩s, si este avi贸n fuera propulsado por jet, el avi贸n alcanzar铆a la m谩xima resistencia (tiempo de vuelo) a esta velocidad para la altitud especificada. Si este avi贸n fuera propulsado por h茅lice, el avi贸n alcanzar铆a el alcance m谩ximo en esta velocidad para la altitud especificada.
(D) El punto (D) est谩 a una velocidad aerodin谩mica aproximadamente 32 por ciento mayor que la velocidad para (L/D)max. Note que la resistencia par谩sita 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 proporci贸n entre velocidad y resistencia y ser铆a el punto para alcance m谩ximo si el avi贸n fuera propulsado por jet. Debido a la alta proporci贸n de resistencia par谩sita en este punto, el avi贸n de jet de largo alcance tiene una gran preferencia por una gran limpieza aerodin谩mica y menos demanda de una alta relaci贸n de aspecto que el avi贸n propulsado por h茅lice de largo alcance.
(E) A una velocidad de 400 nudos, la resistencia inducida es una parte extremadamente peque帽a de la resistencia total y la resistencia par谩sita predomina.
(F) A medida que el avi贸n alcanza velocidades de vuelo muy altas, la resistencia aumenta de una manera muy r谩pida debido a la compresibilidad. Dado que la ecuaci贸n generalizada para la resistencia par谩sita no da cuenta de los efectos de compresibilidad, el aumento real de la resistencia est谩 tipificado por la l铆nea discontinua.
La curva de resistencia del avi贸n mostrada en la figura 1.34 es particular para un peso, configuraci贸n y altitud en vuelo nivelado. Cualquier cambio en una de estas variables afectar谩 las resistencias espec铆ficas a velocidades espec铆ficas.
La curva de resistencia del avi贸n es un factor mayor en muchos elementos del rendimiento del avi贸n. Alcance, resistencia (tiempo), ascenso, maniobra, aterrizaje, despegue, etc., el rendimiento se basa en alguna relaci贸n que involucra la curva de resistencia del avi贸n.
DESIGN FEATURES (CARACTER脥STICAS DE DISE脩O)
...fuselaje y g贸ndolas de alta relaci贸n de finura (Fineness Ratio), y secciones de ala delgadas que tienen distribuciones de presi贸n 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. Adem谩s, los efectos de interferencia son bastante importantes en el vuelo trans贸nico y supers贸nico y la distribuci贸n del 谩rea de la secci贸n transversal del avi贸n debe controlarse para minimizar los picos de velocidad locales que podr铆an crear una formaci贸n prematura de ondas de choque fuertes.
La configuraci贸n moderna de avi贸n ilustrar谩 las caracter铆sticas requeridas para afectar un rendimiento de muy alta velocidad: baja relaci贸n de aspecto, flecha, secciones de baja resistencia delgadas, etc. Estas mismas caracter铆sticas producen caracter铆sticas de vuelo a bajas velocidades que necesitan una t茅cnica de vuelo adecuada.
Chapter 2:
AIRPLANE PERFORMANCE (CAP脥TULO 2: RENDIMIENTO DEL AVI脫N)
El Performance (rendimiento) de una aeronave es la caracter铆stica m谩s importante que define su idoneidad para misiones espec铆ficas. Los elementos principales del rendimiento del avi贸n merecen una consideraci贸n detallada para comprender mejor y apreciar las capacidades de cada avi贸n. El conocimiento de los diversos elementos del rendimiento del avi贸n proporcionar谩 al Aviador Naval una apreciaci贸n m谩s completa de las limitaciones operativas y la perspicacia para obtener el rendimiento de dise帽o de su aeronave. La secci贸n de rendimiento del Flight Handbook (manual de vuelo) proporciona la informaci贸n espec铆fica sobre las capacidades y limitaciones de cada avi贸n. Todo Aviador Naval debe confiar en estos datos del manual como la gu铆a para la operaci贸n segura y efectiva de su aeronave.
PARASITE DRAG (RESISTENCIA PAR脕SITA)
Adem谩s de la resistencia causada por el desarrollo de la Lift (sustentaci贸n) (Induced Drag o resistencia inducida), existe la resistencia obvia que no se debe al desarrollo de la sustentaci贸n. Una superficie alar incluso con sustentaci贸n cero tendr谩 resistencia de "perfil" debido a la Skin Friction (fricci贸n de la piel/superficial) y a la forma. Los otros componentes del avi贸n, como el fuselaje, la cola, las g贸ndolas, etc., contribuyen a la resistencia debido a su propia forma y fricci贸n superficial. Cualquier p茅rdida de cantidad de movimiento de la corriente de aire debido a la refrigeraci贸n de la planta motriz, aire acondicionado, o fugas a trav茅s de huecos de construcci贸n o acceso es, en efecto, una resistencia adicional. Cuando los diversos componentes del avi贸n se juntan, la resistencia total ser谩 mayor que la suma de los componentes individuales debido a la "interferencia" de unos con otros.
La interferencia m谩s habitual de importancia ocurre en la intersecci贸n ala-cuerpo donde el crecimiento de la Boundary Layer (capa l铆mite) en el fuselaje reduce las velocidades de la capa l铆mite en la superficie de la ra铆z del ala. Esta reducci贸n en la energ铆a permite.que la capa l铆mite de la ra铆z del ala sea m谩s f谩cilmente separada en presencia de un gradiente de presi贸n adverso. Dado que la superficie superior del ala tiene gradientes de presi贸n m谩s cr铆ticos, una posici贸n de ala baja en un fuselaje circular crear铆a mayor resistencia de interferencia que una posici贸n de ala alta. Es necesario un Filleting (carenado) y control adecuados de los gradientes de presi贸n locales para minimizar dicha resistencia adicional debida a la interferencia.
La suma de todas las resistencias debidas a la forma, fricci贸n, fugas y p茅rdidas de momento, e interferencia se denomina "Parasite Drag" (resistencia par谩sita) ya que no est谩 directamente asociada con el desarrollo de la sustentaci贸n. Mientras que esta resistencia par谩sita no es variable con la sustentaci贸n, es variable con la velocidad. La variaci贸n del coeficiente de resistencia par谩sita, CDp, con el coeficiente de sustentaci贸n, CL, se muestra para un avi贸n t铆pico en la figura 1.34.
El coeficiente de resistencia par谩sita m铆nima, CDp_min, generalmente ocurre en o cerca de sustentaci贸n cero y la resistencia par谩sita aumenta por encima de este punto en una curva suave. El coeficiente de resistencia inducida se muestra en el mismo gr谩fico con fines de comparaci贸n, ya que la resistencia total del avi贸n es una suma de la resistencia par谩sita e inducida.
En muchas partes del rendimiento del avi贸n es necesario distinguir completamente entre la resistencia debida a la sustentaci贸n y la resistencia no debida a la sustentaci贸n. La resistencia total de un avi贸n es la suma de las resistencias par谩sita e inducida.
F贸rmula: CD = CDp + CDi
Donde:
CD= coeficiente de resistencia del avi贸nCDp= coeficiente de resistencia par谩sitaCDi= coeficiente de resistencia inducidaCDi = 0.318 * (CL^2 / AR)
De la inspecci贸n de la figura 1.34 se ve que tanto CDp como CDi var铆an con el coeficiente de sustentaci贸n. Sin embargo, la variaci贸n usual del t茅rmino de resistencia par谩sita permite una correlaci贸n simple con el t茅rmino de resistencia inducida. En efecto, la parte de la resistencia par谩sita por encima del m铆nimo con sustentaci贸n cero puede ser "agrupada" con el factor de resistencia inducida mediante un "Airplane Efficiency Factor" (factor de eficiencia del avi贸n), e. Mediante este m茅todo de contabilidad, el coeficiente de resistencia del avi贸n se expresa como:
F贸rmula: CD - CDp_min = CDi / e
F贸rmula: CD = CDp_min + 0.318 * (CL^2 / (AR * e))
Donde:
CDp_min= coeficiente de resistencia par谩sita m铆nimaCDi= coeficiente de resistencia inducidae= factor de eficiencia del avi贸n
De esta forma, el coeficiente de resistencia del avi贸n se expresa como la suma de la resistencia no debida a la sustentaci贸n (CDp_min) y la resistencia debida a la sustentaci贸n (CDi / e). El factor de eficiencia del avi贸n es alguna constante (generalmente menor que la unidad) que incluye la resistencia par谩sita debida a la sustentaci贸n con la resistencia inducida por la sustentaci贸n. CDp_min es invariante con la sustentaci贸n y representa la resistencia par谩sita a sustentaci贸n cero. Un valor t铆pico de CDp_min ser铆a 0.020, del cual el ala puede representar el 50 por ciento, el fuselaje y las g贸ndolas el 40 por ciento, y la cola el 10 por ciento. El t茅rmino de (0.318 * CL^2 / ARe) representa toda la resistencia debida a la sustentaci贸n: la resistencia inducida por la sustentaci贸n y la resistencia par谩sita extra debida a la sustentaci贸n. Los valores t铆picos del factor de eficiencia del avi贸n var铆an de 0.6 a 0.9 dependiendo de la configuraci贸n del avi贸n y sus caracter铆sticas.
La resistencia total del avi贸n es la suma de la resistencia par谩sita y la resistencia inducida.
F贸rmula: D = Dp + Di
Donde:
Di= resistencia inducida =(0.318 * CL^2 / ARe) * qSDp= resistencia par谩sita =CDp_min * qS
Cuando se expresa de esta forma, la resistencia inducida, Di, incluye todas las resistencias debidas a la sustentaci贸n y es 煤nicamente una funci贸n de la sustentaci贸n. La resistencia par谩sita, Dp, es completamente independiente de la sustentaci贸n: podr铆a llamarse la "resistencia de puerta de granero" del avi贸n.
Una expresi贸n alternativa para la resistencia par谩sita es:
F贸rmula: Dp = f * q
Donde:
f= 谩rea par谩sita equivalente, pies cuadrados (sq. ft.)f = CDp_min * Sq= presi贸n din谩mica, psfq = (sigma * V^2) / 295oDp = (f * sigma * V^2) / 295
En esta forma, el 谩rea par谩sita equivalente, f, es el producto de CDp_min y S y relaciona una impresi贸n del tama帽o de "puerta de granero". Por lo tanto, la resistencia par谩sita puede apreciarse como el resultado de la presi贸n din谩mica, q, actuando sobre el 谩rea par谩sita equivalente, f. El "谩rea par谩sita equivalente" se define mediante esta relaci贸n como una superficie hipot茅tica con un CD = 1.0 que produce la misma resistencia par谩sita que el avi贸n.
Valores t铆picos para el 谩rea par谩sita equivalente var铆an desde 4 pies cuadrados para un avi贸n de combate limpio hasta 40 pies cuadrados para un gran avi贸n de transporte. Por supuesto, cuando cualquier avi贸n cambia de la configuraci贸n limpia a la configuraci贸n de aterrizaje, el 谩rea par谩sita equivalente aumenta.
EFFECT OF CONFIGURATION (EFECTO DE LA CONFIGURACI脫N).
La resistencia par谩sita, Dp, no se ve afectada por la sustentaci贸n, pero es variable con la presi贸n din谩mica y el 谩rea par谩sita equivalente. Este principio proporciona la base para ilustrar la variaci贸n de la resistencia par谩sita con las diversas condiciones de vuelo. Si todos los otros factores se mantienen constantes, la resistencia par谩sita var铆a directamente con el 谩rea par谩sita equivalente.
F贸rmula: Dp2 / Dp1 = f2 / f1 (V y sigma son constantes)
Como ejemplo, bajar el tren de aterrizaje y los flaps puede aumentar el 谩rea par谩sita en un 80 por ciento. A cualquier velocidad y altitud dadas, este avi贸n experimentar铆a un aumento del 80 por ciento en la resistencia par谩sita.
EFFECT OF ALTITUDE (EFECTO DE LA ALTITUD).
De manera similar, el efecto de la altitud sobre la resistencia par谩sita puede ser apreciado. El efecto general de la altitud se expresa por:
F贸rmula: Dp2 / Dp1 = sigma2 / sigma1 (donde f y V son constantes)
Esta relaci贸n implica que la resistencia par谩sita disminuir铆a en altitud, por ejemplo, un avi贸n dado en vuelo a una TAS (Velocidad Verdadera) dada a 40,000 pies (sigma = 0.25) tendr铆a un cuarto de la resistencia par谩sita que a nivel del mar (sigma = 1.00). Este efecto resulta cuando la menor densidad del aire produce menos presi贸n din谩mica. Sin embargo, si el avi贸n se vuela a una EAS (Velocidad Equivalente) constante, la presi贸n din谩mica y, por lo tanto, la resistencia par谩sita no var铆an. En este caso, la TAS ser铆a mayor en altitud para proporcionar la misma EAS.
EFFECT OF SPEED (EFECTO DE LA VELOCIDAD).
El efecto de la velocidad sola sobre la resistencia par谩sita es el m谩s importante. Si todos los otros factores se mantienen constantes, el efecto de la velocidad sobre la resistencia par谩sita se expresa como:
F贸rmula: Dp2 / Dp1 = (V2 / V1)^2 (f y sigma son constantes)
Esta relaci贸n expresa un efecto poderoso de la velocidad sobre la resistencia par谩sita. Como ejemplo, un avi贸n dado en vuelo a alguna altitud tendr铆a cuatro veces m谩s resistencia par谩sita al doble de velocidad y un cuarto de resistencia par谩sita a la mitad de la velocidad original. Este hecho puede ser apreciado por la relaci贸n de la presi贸n din谩mica con la velocidad: dos veces m谩s V, cuatro veces m谩s q, y cuatro veces m谩s Dp. Esta variaci贸n expresada de la resistencia par谩sita con la velocidad se帽ala que la resistencia par谩sita ser谩 de la mayor importancia a altas velocidades y pr谩cticamente insignificante en vuelo a bajas presiones din谩micas.
En el r茅gimen de vuelo subs贸nico, la configuraci贸n ordinaria de un avi贸n tiene una porci贸n muy grande del 谩rea par谩sita equivalente determinada por la Skin Friction Drag (resistencia de fricci贸n superficial). Dado que el ala contribuye casi la mitad de la resistencia par谩sita total, la resistencia de perfil del ala puede ser minimizada mediante el uso de secciones de perfil aerodin谩mico que producen un flujo laminar extenso. Un efecto sutil en la resistencia par谩sita ocurre por la influencia del 谩rea del ala (S). Dado que el 谩rea del ala aparece directamente en la ecuaci贸n de resistencia par谩sita, una reducci贸n en el 谩rea del ala reducir铆a la resistencia par谩sita 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 AVI脫N)
La resistencia total de un avi贸n en vuelo es la suma de la resistencia inducida y par谩sita. La figura 1.35 ilustra la variaci贸n de la resistencia total con la velocidad para un avi贸n dado en vuelo nivelado a un peso, configuraci贸n y altitud particulares. La resistencia par谩sita 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 avi贸n muestra el predominio de la resistencia inducida a baja velocidad y la resistencia par谩sita a alta velocidad. Puntos espec铆ficos de inter茅s en la curva de resistencia son los siguientes:
(A) La p茅rdida (Stall) de este avi贸n en particular ocurre a 100 nudos y est谩 indicada por un aumento brusco en la resistencia real.
(B) A una velocidad de 124 nudos, el avi贸n incurrir铆a en una tasa m铆nima 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 avi贸n fuera impulsado con una planta motriz de tipo h茅lice rec铆proca, la autonom铆a m谩xima ocurrir铆a a esta velocidad.
La Induced Drag predomina a velocidades por debajo del punto de resistencia total m铆nima. Cuando el avi贸n opera en la condici贸n de potencia m铆nima requerida, la resistencia total es 75 por ciento resistencia inducida y 25 por ciento resistencia par谩sita. As铆, la resistencia inducida es tres veces mayor que la resistencia par谩sita cuando se requiere potencia m铆nima.
(C) El punto de resistencia total m铆nima ocurre a una velocidad de 163 nudos. Dado que a esta velocidad se incurre en la menor resistencia total para un vuelo de sustentaci贸n igual al peso, el avi贸n est谩 operando al m谩ximo (L/D)max. Debido a la manera particular en que las resistencias par谩sita e inducida var铆an con la velocidad (resistencia par谩sita directamente como la velocidad al cuadrado; resistencia inducida inversamente como la velocidad al cuadrado) la resistencia total m铆nima ocurre cuando las resistencias inducida y par谩sita son iguales.
(D) El punto (D) est谩 a una velocidad aerodin谩mica aproximadamente 32 por ciento mayor que la velocidad para (L/D)max. Note que la resistencia par谩sita 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 proporci贸n entre velocidad y resistencia y ser铆a el punto para alcance m谩ximo si el avi贸n fuera propulsado por jet.
(E) A una velocidad de 400 nudos, la resistencia inducida es una parte extremadamente peque帽a de la resistencia total y la resistencia par谩sita predomina.
(F) A medida que el avi贸n alcanza velocidades de vuelo muy altas, la resistencia aumenta de una manera muy r谩pida debido a la compresibilidad.
DESIGN FEATURES (CARACTER脥STICAS DE DISE脩O)
Fuselaje y g贸ndolas de alta Fineness Ratio (relaci贸n de finura), y secciones de ala delgadas que tienen distribuciones de presi贸n 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. Adem谩s, los efectos de interferencia son bastante importantes en el vuelo trans贸nico y supers贸nico y la distribuci贸n del 谩rea de la secci贸n transversal del avi贸n debe controlarse para minimizar los picos de velocidad locales que podr铆an crear una formaci贸n prematura de ondas de choque fuertes.
La configuraci贸n moderna de avi贸n ilustrar谩 las caracter铆sticas 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 avi贸n. Para que el avi贸n permanezca en vuelo nivelado estable, el equilibrio debe obtenerse mediante una sustentaci贸n igual al peso del avi贸n y un empuje (Thrust) de la planta motriz igual a la resistencia (Drag) del avi贸n. As铆, la resistencia del avi贸n 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 definici贸n, la potencia propulsiva (Horsepower) requerida se relaciona con el empuje requerido y la velocidad de vuelo mediante la siguiente ecuaci贸n:
F贸rmula: Pr = (Tr * V) / 325
Donde:
Pr= potencia requerida, h.p.Tr= empuje requerido (resistencia total), lbs.V= velocidad verdadera, nudos (knots).
Por inspecci贸n de esta relaci贸n, 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 t茅rmino "potencia" implica una tasa de trabajo y, como tal, ser谩 una funci贸n de la velocidad a la que se desarrolla una fuerza particular.
La distinci贸n entre empuje requerido y potencia requerida es necesaria por varias razones. Para elementos de rendimiento como el alcance y la autonom铆a (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 seg煤n 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 m谩quina productora de empuje y el flujo de combustible est谩 m谩s directamente relacionado con la salida de empuje. El motor rec铆proco es principalmente una m谩quina productora de potencia y el flujo de combustible est谩 m谩s directamente relacionado con la salida de potencia.
F贸rmula: Pri = (Di * V) / 325
Donde:
Pri= potencia inducida requerida, h.p.Di= resistencia inducida, lbs.V= velocidad verdadera, nudos
(Continuaci贸n en image_928e1c.png)
As铆, la potencia inducida requerida variar谩 con la sustentaci贸n, Aspect Ratio, altitud, etc., de la misma manera que la resistencia inducida. La 煤nica diferencia ser谩 la variaci贸n con la velocidad. Si todos los otros factores permanecen constantes, la potencia inducida requerida var铆a inversamente con la velocidad mientras que la resistencia inducida var铆a inversamente con el cuadrado de la velocidad.
F贸rmula: Pri2 / Pri1 = V1 / V2
Por ejemplo, si un avi贸n 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 par谩sita requerida es una funci贸n de la resistencia par谩sita y la velocidad.
F贸rmula: Prp = (Dp * V) / 325
Donde:
Prp= potencia par谩sita requerida, h.p.Dp= resistencia par谩sita, lbs.V= velocidad verdadera, nudos
As铆, la potencia par谩sita requerida variar谩 con la altitud y el 谩rea par谩sita equivalente (f) de la misma manera que la resistencia par谩sita. Sin embargo, la variaci贸n con la velocidad ser谩 diferente. Si todos los otros factores son constantes, la resistencia par谩sita var铆a como el cuadrado de la velocidad pero la potencia par谩sita var铆a como el cubo de la velocidad.
F贸rmula: Prp2 / Prp1 = (V2 / V1)^3
Por ejemplo, si un avi贸n en vuelo estable se opera al doble de velocidad, la resistencia par谩sita es cuatro veces mayor pero la potencia par谩sita 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 an谩lisis de todos los elementos principales del rendimiento del avi贸n (airplane performance). Los cambios en las curvas de resistencia (drag) y potencia con las variaciones del peso bruto del avi贸n, configuraci贸n y altitud proporcionan informaci贸n para la variaci贸n 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 tendr谩n 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 par谩sitos dominan a alta velocidad. La resistencia inducida es relativamente peque帽a y los cambios en estos elementos producen un efecto peque帽o en el empuje total o la potencia requerida.
Adem谩s del efecto general sobre la resistencia inducida y la potencia requerida a velocidades particulares, un cambio en el peso requerir谩 que el avi贸n opere a diferentes velocidades aerodin谩micas (airspeeds) para mantener condiciones espec铆ficas de coeficiente de sustentaci贸n (lift coefficient) y 谩ngulo de ataque. Si el avi贸n est谩 en vuelo estable a un CL (coeficiente de sustentaci贸n) particular, la velocidad aerodin谩mica requerida para este CL variar谩 con el peso de la siguiente manera:
V2 / V1 = Ra铆zCuadrada( W2 / W1 )
donde
V1 = velocidad correspondiente a un CL y peso espec铆ficos, W1
V2 = velocidad correspondiente al mismo CL pero a un peso diferente, W2
Para el avi贸n de ejemplo de la figura 2.2, un cambio de peso bruto de 15,000 a 22,500 libras requiere que el avi贸n opere a velocidades que son un 22.5 por ciento mayores para mantener un coeficiente de sustentaci贸n espec铆fico. Por ejemplo, si el avi贸n de 15,000 libras opera a 160 nudos para la velocidad de (L/D)max (sustentaci贸n/resistencia m谩xima), la velocidad para (L/D)max a 22,500 libras es:
V2 = V1 * Ra铆zCuadrada( W2 / W1 )
V2 = 160 * Ra铆zCuadrada( 22,500 / 15,000 )
V2 = (160) (1.225)
V2 = 196 nudos
La misma situaci贸n 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 avi贸n de 15,000 libras logra la potencia m铆nima requerida a 122 nudos, un aumento en el peso a 22,500 libras aumenta la velocidad para la potencia m铆nima requerida a 149 nudos.
Por supuesto, los coeficientes de empuje y potencia requerida a coeficientes de sustentaci贸n (specific lift coefficients) espec铆ficos se ven alterados por los cambios en el peso. A un CL espec铆fico, 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 espec铆fico es un poco m谩s complejo porque un cambio en la velocidad acompa帽a 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 espec铆fico.
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 sustentaci贸n proporciona una base importante para varias t茅cnicas 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 谩rea par谩sita equivalente, f, de la configuraci贸n. Dado que la resistencia par谩sita (parasite drag) predomina en la regi贸n de alta velocidad de vuelo, un cambio en f producir谩 el mayor cambio en el empuje y la potencia requerida a alta velocidad.
Dado que la resistencia par谩sita es relativamente peque帽a en la regi贸n de vuelo a baja velocidad, peque帽os cambios en f producir谩n cambios relativamente peque帽os en el empuje y la potencia requerida a bajas velocidades. El efecto principal de un cambio en el 谩rea par谩sita equivalente de la configuraci贸n es cambiar la resistencia par谩sita 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 谩rea par谩sita total equivalente de la configuraci贸n. La resistencia total m铆nima se incrementa por un aumento en f y el (L/D)max se reduce.
Adem谩s, el aumento en f aumentar谩 el CL para (L/D)max y requerir谩 una reducci贸n en la velocidad en el nuevo, pero disminuido, (L/D)max. El punto de potencia m铆nima requerida ocurre a una velocidad aerodin谩mica m谩s baja y el valor de la potencia m铆nima requerida aumenta ligeramente. Generalmente, el efecto sobre la potencia m铆nima requerida es leve porque la resistencia par谩sita es solo el 25 por ciento del total en esta condici贸n de vuelo espec铆fica.
Un aumento en el 谩rea par谩sita equivalente de un avi贸n puede ser provocado por la extensi贸n de los flaps, extensi贸n del tren de aterrizaje, extensi贸n de los frenos de velocidad (speed brakes), adici贸n de cargas externas (stores), etc. En tales casos, una disminuci贸n en el factor de eficiencia del avi贸n, e, puede acompa帽ar a un aumento en f para tener en cuenta los cambios adicionales en la resistencia par谩sita 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 explicaci贸n 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 configuraci贸n del avi贸n y el peso bruto sean constantes, y los efectos de compresibilidad sean despreciables, el efecto principal del aumento de altitud est谩 en la curva de empuje requerido; es que las condiciones aerodin谩micas espec铆ficas ocurren a velocidades verdaderas (true airspeeds) m谩s altas. Por ejemplo, el avi贸n sujeto a nivel del mar tiene una resistencia m铆nima de 1,250 libras a 160 nudos.
El mismo avi贸n incurrir铆a en la misma resistencia a la altitud si operara a la misma velocidad aerodin谩mica equivalente (equivalent airspeed) de 160 nudos. Sin embargo, la velocidad aerodin谩mica equivalente de 160 nudos a 22,000 pies de altitud producir铆a una velocidad verdadera (true airspeed) de 227 nudos. As铆, un aumento en la altitud har谩 que la curva de empuje requerido se aplane y se mueva hacia la direcci贸n de mayor velocidad. Note que la altitud por s铆 sola no alterar谩 el valor de la resistencia m铆nima.
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 condici贸n din谩mica espec铆fica. 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 avi贸n es operado al (L/D)max a una altitud de 22,000 pies, la misma resistencia se incurre a una velocidad m谩s 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 sustentaci贸n y 谩ngulos de ataque espec铆ficos, un cambio en la altitud alterar谩 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 PROPULSI脫N
Todas las plantas motrices (powerplants) tienen principios generales en com煤n. Independientemente del tipo de dispositivo de propulsi贸n, el desarrollo del empuje est谩 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 = aceleraci贸n, 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 aceleraci贸n 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 peque帽a de propulsores. Una h茅lice (propeller) produce empuje creando un cambio comparativamente peque帽o 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 m谩sico de aire, Q, que pasa a trav茅s del motor. Dentro de la planta motriz, se agrega energ铆a quemando combustible, y el flujo m谩sico es expulsado desde la boquilla (nozzle) alcanzando finalmente una velocidad, V2. El cambio de momento logrado por esta acci贸n produce el empuje,
Ta = Q (V2 - V1)
donde
Ta = empuje (thrust), lbs.
Q = flujo m谩sico (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 t铆pica de estatorreactor o turborreactor deriva su empuje trabajando con un flujo m谩sico relativamente m谩s peque帽o que el de una h茅lice, pero con un cambio de velocidad relativamente mayor. De la ecuaci贸n anterior se debe apreciar que el empuje del chorro (jet thrust) var铆a directamente con el flujo m谩sico, Q, y el cambio de velocidad, V2 - V1. Este hecho es 煤til para explicar muchas de las caracter铆sticas de rendimiento de la planta motriz a reacci贸n.
En el proceso de crear empuje mediante el cambio de momento de la corriente de aire, una energ铆a relativa, V2 - V1, se imparte a la corriente de aire. As铆, parte de la energ铆a disponible se desperdicia esencialmente mediante esta adici贸n de energ铆a cin茅tica a la corriente de aire. El cambio de energ铆a cin茅tica 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 alg煤n flujo m谩sico finito requerir谩 alg煤n cambio de velocidad finito y habr谩 el inevitable desperdicio de potencia en la corriente de aire. Para lograr una alta eficiencia de propulsi贸n, el empuje debe desarrollarse con un m铆nimo de potencia desperdiciada.
La eficiencia de propulsi贸n (propulsion efficiency) de la planta motriz a reacci贸n 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 expresi贸n para la eficiencia de propulsi贸n.
eta_p = Pa / (Pa + Pw)
eta_p = 2V1 / (V2 + V1)
donde
eta_p = eficiencia de propulsi贸n
eta = "eta"
Pa = potencia propulsora disponible (propulsive power available)
= Ta * V1
Pw = potencia desperdiciada (power wasted)
La expresi贸n resultante para la eficiencia de propulsi贸n, 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 propulsi贸n es cero ya que toda la potencia generada se desperdicia en la estela (slipstream) y la potencia propulsora es cero. La eficiencia de propulsi贸n ser铆a 1.00 (o 100 por ciento) solo cuando la velocidad de vuelo, V1, es igual a la velocidad del chorro, V2. En realidad, no ser铆a posible producir empuje bajo tales condiciones con un flujo m谩sico finito. Si bien no se puede alcanzar el 100 por ciento de eficiencia en la pr谩ctica, se proporciona cierta informaci贸n sobre los medios para crear una alta eficiencia de propulsi贸n. Para obtener una alta eficiencia de propulsi贸n es necesario. producir el empuje requerido con el flujo m谩sico m谩s alto posible y el menor cambio de velocidad posible.
El gr谩fico de la figura 2.5 muestra la variaci贸n de la eficiencia de propulsi贸n, eta_p, con la relaci贸n de la velocidad de vuelo a la velocidad del chorro, V1 / V2. Para lograr una eficiencia de propulsi贸n de 0.85 se requiere que la velocidad de vuelo sea aproximadamente el 75 por ciento de la velocidad de la estela (slipstream) en relaci贸n con el avi贸n. Tal eficiencia propulsora podr铆a ser t铆pica de un avi贸n propulsado por h茅lice (propeller powered) que deriva su empuje al manejar un gran flujo m谩sico de aire.
El turborreactor t铆pico no puede lograr una eficiencia tan alta porque el empuje se deriva con un flujo m谩sico relativamente m谩s peque帽o 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 propulsi贸n es 0.67. El fan carenado (ducted fan), el chorro de derivaci贸n (bypass jet) y el turboh茅lice (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 econom铆a de operaci贸n son predominantes, es necesaria una alta eficiencia de propulsi贸n. Por lo tanto, el avi贸n propulsado por h茅lice con su inherente alta eficiencia propulsora siempre encontrar谩 aplicaci贸n. 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 peque帽as. Cuando hay l铆mites pr谩cticos para el aumento del flujo m谩sico, la salida alta se obtiene mediante grandes cambios de velocidad y la baja eficiencia propulsora es una consecuencia inevitable.
PRINCIPIOS DE PROPULSI脫N
AVAILABLE THRUST AND POWER / EMPUJE Y POTENCIA DISPONIBLES
PRINCIPLES OF PROPULSION / PRINCIPIOS DE PROPULSI脫N
Todas las plantas motrices (powerplants) tienen principios generales en com煤n. Independientemente del tipo de dispositivo de propulsi贸n, el desarrollo del empuje est谩 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 = aceleraci贸n, 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 aceleraci贸n 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 peque帽a de propulsores. Una h茅lice produce empuje creando un cambio comparativamente peque帽o 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 m谩sico de aire, Q, que pasa a trav茅s del motor. Dentro de la planta motriz, se agrega energ铆a quemando combustible, y el flujo m谩sico es expulsado desde la boquilla (nozzle) alcanzando finalmente una velocidad, V2. El cambio de momento logrado por esta acci贸n produce el empuje,
Ta = Q (V2 - V1)
donde
Ta = empuje (thrust), lbs.
Q = flujo m谩sico (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 t铆pica de estatorreactor o turborreactor deriva su empuje trabajando con un flujo m谩sico relativamente m谩s peque帽o que el de una h茅lice, pero con un cambio de velocidad relativamente mayor. De la ecuaci贸n anterior se debe apreciar que el empuje del chorro var铆a directamente con el flujo m谩sico, Q, y el cambio de velocidad, V2 - V1. Este hecho es 煤til para explicar muchas de las caracter铆sticas de rendimiento de la planta motriz a reacci贸n.
En el proceso de crear empuje mediante el cambio de momento de la corriente de aire, una energ铆a relativa, V2 - V1, se imparte a la corriente de aire. As铆, parte de la energ铆a disponible se desperdicia esencialmente mediante esta adici贸n de energ铆a cin茅tica a la corriente de aire. El cambio de energ铆a cin茅tica 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 alg煤n flujo m谩sico finito requerir谩 alg煤n cambio de velocidad finito y habr谩 el inevitable desperdicio de potencia en la corriente de aire. Para lograr una alta eficiencia de propulsi贸n, el empuje debe desarrollarse con un m铆nimo de potencia desperdiciada.
La eficiencia de propulsi贸n (propulsion efficiency) de la planta motriz a reacci贸n 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 expresi贸n para la eficiencia de propulsi贸n.
np = Pa / (Pa + Pw)
np = 2V1 / (V2 + V1)
donde
np = eficiencia de propulsi贸n
n = "eta"
Pa = potencia propulsora disponible (propulsive power available)
= Ta * V1
Pw = potencia desperdiciada (power wasted)
La expresi贸n resultante para la eficiencia de propulsi贸n, 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 propulsi贸n es cero ya que toda la potencia generada se desperdicia en la estela (slipstream) y la potencia propulsora es cero. La eficiencia de propulsi贸n ser铆a 1.00 (o 100 por ciento) solo cuando la velocidad de vuelo, V1, es igual a la velocidad del chorro, V2.
En realidad, no ser铆a posible producir empuje bajo tales condiciones con un flujo m谩sico finito. Si bien no se puede alcanzar el 100 por ciento de eficiencia en la pr谩ctica, se proporciona cierta informaci贸n sobre los medios para crear una alta eficiencia de propulsi贸n. Para obtener una alta eficiencia de propulsi贸n es necesario producir el empuje requerido con el flujo m谩sico m谩s alto posible y el menor cambio de velocidad posible.
El gr谩fico de la figura 2.5 muestra la variaci贸n de la eficiencia de propulsi贸n, np, con la relaci贸n de la velocidad de vuelo a la velocidad del chorro, V1 / V2. Para lograr una eficiencia de propulsi贸n de 0.85 se requiere que la velocidad de vuelo sea aproximadamente el 75 por ciento de la velocidad de la estela (slipstream) en relaci贸n con el avi贸n. Tal eficiencia propulsora podr铆a ser t铆pica de un avi贸n propulsado por h茅lice que deriva su empuje al manejar un gran flujo m谩sico de aire.
El turborreactor t铆pico no puede lograr una eficiencia tan alta porque el empuje se deriva con un flujo m谩sico relativamente m谩s peque帽o 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 propulsi贸n es 0.67. El fan carenado (ducted fan), el chorro de derivaci贸n (bypass jet) y el turboh茅lice 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 econom铆a de operaci贸n son predominantes, es necesaria una alta eficiencia de propulsi贸n. Por lo tanto, el avi贸n propulsado por h茅lice con su inherente alta eficiencia propulsora siempre encontrar谩 aplicaci贸n. 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 peque帽as. Cuando hay l铆mites pr谩cticos para el aumento del flujo m谩sico, la salida alta se obtiene mediante grandes cambios de velocidad y la baja eficiencia propulsora es una consecuencia inevitable.
SECCI脫N 2: MOTORES TURBORREACTORES
TURBOJET ENGINES / MOTORES TURBORREACTORES
El motor turborreactor ha encontrado un uso generalizado en la propulsi贸n de aeronaves debido a su peso relativamente bajo de la planta motriz y su alto rendimiento de potencia por peso y tama帽o de la planta motriz. Muy pocas plantas motrices de aeronaves pueden compararse con la alta salida, flexibilidad, simplicidad y tama帽o peque帽o de la turbina de gas de aviaci贸n. El acoplamiento de la h茅lice y el motor rec铆proco es uno de los medios m谩s eficientes conocidos para convertir la energ铆a del combustible en energ铆a propulsora. Sin embargo, la acci贸n intermitente del motor rec铆proco impone l铆mites pr谩cticos al flujo de aire que puede procesarse y restringe el desarrollo de potencia.
El flujo continuo y constante caracter铆stica de la turbina de gas permite un flujo de aire mucho mayor y, por lo tanto, utiliza un mayor gasto de energ铆a de combustible. Si bien la eficiencia de propulsi贸n del motor turborreactor es considerablemente inferior a la de la combinaci贸n motor rec铆proco-h茅lice, la salida de potencia espec铆fica del turborreactor a altas velocidades es bastante superior.
La operaci贸n del motor turborreactor implica un cambio relativamente grande en la velocidad que se imparte al flujo m谩sico a trav茅s del motor. La Figura 2.6 ilustra la operaci贸n de un motor turborreactor t铆pico considerando el procesamiento dado a una unidad de peso de flujo de aire de entrada. Considere una unidad de peso de aire ambiente aproxim谩ndose a la entrada al motor, experimentando luego los cambios en presi贸n y volumen a medida que es procesada por el turborreactor. El gr谩fico de presi贸n versus volumen de la figura 2.6 muestra que la unidad de peso de flujo de aire en la condici贸n atmosf茅rica A es entregada a la entrada de admisi贸n en la condici贸n B.
El prop贸sito de la entrada o difusor (diffuser) es reducir la velocidad y aumentar la presi贸n del flujo que entra en la secci贸n del compresor. As铆, la compresi贸n aerodin谩mica produce un aumento en la presi贸n y una disminuci贸n en el volumen de la unidad de peso de aire y entrega aire al compresor en la condici贸n C. El trabajo realizado por la compresi贸n aerodin谩mica de la entrada o difusor est谩 representado por el 谩rea ABCX. Generalmente, la mayor铆a de los motores turborreactores convencionales requieren que el flujo de entrada al compresor sea subs贸nico y el vuelo supers贸nico implicar谩 una compresi贸n aerodin谩mica considerable en la entrada.
El aire entregado a la secci贸n del compresor en la condici贸n C est谩 entonces sujeto a una mayor compresi贸n a trav茅s de la secci贸n del compresor. Como resultado de la funci贸n del compresor, la unidad de peso de aire est谩 sujeta a una disminuci贸n de volumen y aumento de presi贸n a la condici贸n D. La relaci贸n de presi贸n del compresor debe ser alta para producir una alta eficiencia t茅rmica en el motor. El 谩rea XCDZ representa el trabajo realizado por el compresor durante la compresi贸n de la unidad de peso de aire. Por supuesto, ciertas p茅rdidas e ineficiencias se incurren durante la compresi贸n y la potencia requerida para operar el compresor ser谩 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 c谩mara de combusti贸n en la condici贸n D. Se agrega combustible en la c谩mara de combusti贸n y la combusti贸n del combustible libera considerable energ铆a t茅rmica. El proceso de combusti贸n en el motor de turbina de gas difiere del motor rec铆proco en que el proceso es esencialmente una adici贸n de energ铆a t茅rmica a presi贸n constante. Como resultado, la adici贸n 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 c谩mara de combusti贸n est谩 representado por el cambio del punto D al punto E del diagrama de presi贸n-volumen de la figura 2.6.
Los productos de combusti贸n se entregan a la secci贸n de la turbina donde se debe extraer suficiente trabajo para alimentar la secci贸n del compresor. La alta presi贸n del gas a la turbina permite que se logre una expansi贸n parcial con una ca铆da en la presi贸n y un aumento en el volumen hasta el punto F en el diagrama de presi贸n-volumen. El trabajo extra铆do de la unidad de peso de aire por la secci贸n de la turbina est谩 representado por el 谩rea ZEFY.
Al igual que con el compresor, el trabajo del eje extra铆do por la turbina diferir谩 del indicado por el diagrama de presi贸n-volumen debido a ciertas p茅rdidas incurridas a trav茅s de la secci贸n de la turbina. Para una operaci贸n 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 acelerar谩; si la potencia de la turbina es menor que la potencia requerida por el compresor, el motor desacelerar谩. La expansi贸n parcial de los gases a trav茅s de la turbina proporcionar谩 la potencia para operar el motor.
A medida que los gases son descargados de la turbina en el punto F, la expansi贸n continuar谩 a trav茅s de la boquilla de escape (tailpipe nozzle) hasta la presi贸n atmosf茅rica y se logra una expansi贸n continua en el escape. As铆, la presi贸n se reduce y el volumen de la unidad de peso de aire aumenta hasta el punto G en el diagrama de presi贸n-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 谩rea YFGA representa el trabajo restante para proporcionar la expansi贸n a la velocidad del chorro despu茅s de que la turbina ha extra铆do el trabajo requerido para operar el compresor.
FUNCTION OF THE COMPONENTS / FUNCI脫N DE LOS COMPONENTES
Cada uno de los componentes del motor descritos anteriormente contribuir谩 con alguna funci贸n que afecta la eficiencia y la salida del motor turborreactor. Por esta raz贸n, cada uno de estos componentes debe analizarse para determinar los requisitos para caracter铆sticas 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 subs贸nica con una distribuci贸n uniforme de velocidad y direcci贸n en la cara del compresor. El difusor debe capturar aire de alta energ铆a y entregarlo a bajo n煤mero de Mach uniformemente al compresor. Cuando la entrada est谩 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 energ铆a y se debe hacer provisi贸n para disponer de la capa l铆mite a lo largo de la superficie del fuselaje. A velocidades de vuelo supers贸nicas, el difusor debe reducir la velocidad del aire a subs贸nica con el menor desperdicio de energ铆a en el aire de entrada y lograr el proceso con un m铆nimo de resistencia aerodin谩mica. Adem谩s, la entrada debe ser eficiente y estable en la operaci贸n a trav茅s del rango de 谩ngulos de ataque y n煤meros de Mach de los que el avi贸n es capaz.
The compressor section (La secci贸n del compresor): es uno de los componentes m谩s importantes del motor turborreactor. El compresor debe suministrar a la c谩mara de combusti贸n grandes cantidades de aire a alta presi贸n de la manera m谩s eficiente. Dado que el compresor de un motor a reacci贸n no tiene enfriamiento directo, el proceso de compresi贸n tiene lugar con un m铆nimo de p茅rdida de calor del aire comprimido. Cualquier p茅rdida por fricci贸n o ineficiencia del proceso de compresi贸n se manifiesta como un aumento adicional indeseable en la temperatura del aire de descarga del compresor. Por lo tanto, la eficiencia del compresor determinar谩 la potencia necesaria para crear el aumento de presi贸n de un flujo de aire dado y afectar谩 el cambio de temperatura que puede tener lugar en la c谩mara de combusti贸n. La secci贸n del compresor de un motor a reacci贸n puede ser un compresor de flujo axial o centr铆fugo. El compresor de flujo centr铆fugo tiene gran utilidad, simplicidad y flexibilidad de operaci贸n. La operaci贸n del compresor centr铆fugo requiere velocidades de entrada relativamente bajas y proporciona alta aceleraci贸n en virtud de la fuerza centr铆fuga. Como resultado, el aire sale del impulsor a muy alta velocidad y alta energ铆a cin茅tica. Un aumento de presi贸n es producido por la expansi贸n posterior en el colector difusor convirtiendo la energ铆a cin茅tica en energ铆a de presi贸n est谩tica. El colector luego distribuye la descarga de alta presi贸n a las c谩maras de combusti贸n. Un compresor de entrada doble permite que un di谩metro dado de compresor procese un mayor flujo de aire. Los componentes principales del compresor centr铆fugo se ilustran en la figura 2.7.
El compresor centr铆fugo puede proporcionar una relaci贸n de presi贸n relativamente alta por etapa, pero la provisi贸n de m谩s de una o dos etapas rara vez es factible para motores de turbina de aviaci贸n. El compresor centr铆fugo de una sola etapa es capaz de producir relaciones de presi贸n de aproximadamente tres o cuatro con una eficiencia razonable. Las relaciones de presi贸n superiores a cuatro requieren una velocidad de punta del impulsor tan alta que la eficiencia del compresor disminuye muy r谩pidamente. Dado que las altas relaciones de presi贸n son necesarias para lograr un bajo consumo de combustible, el compresor centr铆fugo encuentra su mayor aplicaci贸n en los motores m谩s peque帽os donde la simplicidad y la flexibilidad de operaci贸n son los requisitos principales en lugar de la alta eficiencia.
El compresor de flujo axial consta de filas alternas de perfiles aerodin谩micos giratorios y estacionarios. Los componentes principales del compresor axial se ilustran en la figura 2.7. Un aumento de presi贸n ocurre a trav茅s de la fila de 谩labes giratorios (rotating blades) ya que los perfiles aerodin谩micos causan una disminuci贸n en la velocidad relativa a los 谩labes. Un aumento de presi贸n adicional tiene lugar a trav茅s de la fila de 谩labes estacionarios (stationary blades/vanes) ya que estos perfiles aerodin谩micos causan una disminuci贸n en la velocidad absoluta del flujo. La disminuci贸n en la velocidad, relativa o absoluta, efect煤a una compresi贸n del flujo y causa el aumento en la presi贸n est谩tica. Si bien el aumento de presi贸n por etapa del compresor axial es relativamente bajo, la eficiencia es muy alta y se pueden obtener altas relaciones de presi贸n de manera eficiente mediante etapas axiales sucesivas. Por supuesto, el aumento de presi贸n eficiente en cada etapa est谩 limitado por velocidades de flujo excesivas. El compresor axial de m煤ltiples etapas es capaz de proporcionar relaciones de presi贸n de cinco a diez (o mayores) con eficiencias que no pueden ser alcanzadas con un compresor centr铆fugo de m煤ltiples etapas.
El compresor de flujo axial puede proporcionar eficientemente las altas relaciones de presi贸n necesarias para un bajo consumo de combustible. Adem谩s, el compresor axial es capaz de proporcionar un alto flujo de aire con un di谩metro m铆nimo de compresor. Cuando se compara con el compresor centr铆fugo, el dise帽o y la construcci贸n del compresor axial es relativamente complejo y costoso y la alta eficiencia se mantiene en un rango mucho m谩s estrecho de condiciones operativas. Por estas razones, el compresor axial encuentra su mayor aplicaci贸n donde las demandas de eficiencia y salida predominan sobre las consideraciones de costo, simplicidad, flexibilidad de operaci贸n, etc. Los compresores de m煤ltiples carretes (multispool) y los 谩labes del estator variable sirven para mejorar las caracter铆sticas operativas del compresor axial y aumentar la flexibilidad de operaci贸n.
The combustion chamber (La c谩mara de combusti贸n): debe convertir la energ铆a qu铆mica del combustible en energ铆a t茅rmica y causar un gran aumento en la energ铆a total del flujo de aire. La c谩mara de combusti贸n operar谩 con una limitaci贸n principal: la temperatura de descarga de la c谩mara de combusti贸n debe ser tolerada por la secci贸n de la turbina. La combusti贸n de combustibles de hidrocarburos puede producir temperaturas de gas que superan los 1,700 a 1,800° C. Sin embargo, las temperaturas m谩ximas continuas de los 谩labes de la turbina rara vez superan los 800° a 1,000° C y se debe utilizar un considerable exceso de aire en la c谩mara de combusti贸n para evitar exceder estos l铆mites de temperatura.
Si bien el dise帽o de la c谩mara de combusti贸n puede tomar varias formas y configuraciones, las caracter铆sticas principales de una c谩mara t铆pica se ilustran en la figura 2.8. La c谩mara de combusti贸n recibe la descarga de alta presi贸n del compresor e introduce aproximadamente la mitad de este aire en el 谩rea inmediata del spray de combustible. Este aire primario debe introducirse con alta turbulencia y velocidades bastante bajas para mantener un n煤cleo de combusti贸n en la c谩mara de combusti贸n. En el proceso normal de combusti贸n, la velocidad de propagaci贸n de la llama es bastante baja y, si las velocidades locales son demasiado altas en el extremo delantero de la c谩mara de combusti贸n, es probable que la llama se apague (blow out). El flujo de aire secundario o de enfriamiento se introduce corriente abajo desde el n煤cleo de combusti贸n para diluir los productos de combusti贸n 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 trav茅s de un amplio rango de tasas de flujo. Un dise帽o muy especializado es necesario para proporcionar un patr贸n de pulverizaci贸n y circulaci贸n adecuados en la c谩mara de combusti贸n para hacer un uso eficiente del combustible mediante una combusti贸n completa. Las temperaturas en el n煤cleo de combusti贸n pueden exceder los 1,700° C, pero el aire secundario diluir谩 el gas y reducir谩 la temperatura a alg煤n valor que pueda ser tolerado en la secci贸n de la turbina. Una ca铆da de presi贸n ocurrir谩 a trav茅s de la c谩mara de combusti贸n para acelerar los gases de combusti贸n hacia atr谩s.
Generalmente, la relaci贸n total combustible-aire del turborreactor es bastante baja debido a la temperatura l铆mite de entrada a la turbina. La relaci贸n total de combustible-aire es generalmente alg煤n valor entre 80 a 40 durante condiciones operativas ordinarias debido a la gran cantidad de flujo de aire secundario o de enfriamiento.
Adem谩s, la turbulencia y la fricci贸n del fluido causar谩n una ca铆da de presi贸n, pero esta p茅rdida debe mantenerse al m铆nimo incurrido al proporcionar una combusti贸n completa. La transferencia de calor a trav茅s de las paredes de la c谩mara de combusti贸n constituye una p茅rdida de energ铆a t茅rmica y debe mantenerse al m铆nimo. As铆, la c谩mara de combusti贸n debe encerrar el espacio de combusti贸n con un m铆nimo de 谩rea superficial para minimizar el calor y las p茅rdidas por fricci贸n. Por lo tanto, el tipo de c谩mara de combusti贸n "anular" ofrece ciertas ventajas sobre el tipo de c谩mara de combusti贸n m煤ltiple "can" (tipo bote).
The turbine section (La secci贸n de la turbina): es el elemento m谩s cr铆tico del motor turborreactor. La funci贸n de la turbina es extraer energ铆a de los gases de combusti贸n y suministrar potencia para impulsar el compresor y los accesorios. En el caso del motor turboh茅lice, la secci贸n de la turbina debe extraer una porci贸n muy grande de la energ铆a para impulsar la h茅lice adem谩s del compresor y los accesorios.
La c谩mara de combusti贸n entrega gases de combusti贸n de alta energ铆a a la secci贸n de la turbina a alta presi贸n y temperatura tolerable. Los 谩labes de la tobera de la turbina (turbine nozzle vanes) son una fila de 谩labes estacionarios inmediatamente delante de la turbina giratoria. Estos 谩labes forman las boquillas que descargan los gases de combusti贸n como chorros de alta velocidad sobre la turbina giratoria. De esta manera, la energ铆a de alta presi贸n de los gases de combusti贸n se convierte en energ铆a cin茅tica y tiene lugar una ca铆da de presi贸n y temperatura. La funci贸n de los 谩labes 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 as铆 energ铆a mec谩nica de los gases de combusti贸n. Esto se ilustra en la figura 2.8.
La forma de los 谩labes de la turbina puede ser una combinaci贸n de dos tipos distintos. La turbina de tipo impulso (impulse type turbine) depende de las paletas de la boquilla para lograr la conversi贸n de la presi贸n del gas de combusti贸n a chorros de alta velocidad. Los 谩labes de la turbina de impulso est谩n conformados para producir una gran desviaci贸n del gas y desarrollar la fuerza tangencial por el cambio de direcci贸n del flujo. En tal dise帽o, ocurre una ca铆da insignificante de velocidad y presi贸n a trav茅s de los 谩labes del rotor de la turbina. La turbina de tipo reacci贸n (reaction type turbine) difiere en que ocurren grandes cambios de velocidad y presi贸n a trav茅s de los 谩labes del rotor de la turbina. En la turbina de reacci贸n, las paletas estacionarias sirven solo para guiar el gas de combusti贸n hacia el rotor de la turbina con cambios insignificantes en la velocidad y la presi贸n. Los 谩labes del rotor de la turbina de reacci贸n est谩n conformados para proporcionar una ca铆da de presi贸n y un aumento de velocidad a trav茅s de los 谩labes y la reacci贸n de este aumento de velocidad crea la fuerza tangencial en la rueda. Generalmente, el dise帽o de la turbina es una forma que utiliza alguna caracter铆stica de cada uno de los dos tipos.
El 谩labe de la turbina est谩 sujeto a altos esfuerzos centr铆fugos que var铆an como el cuadrado de la velocidad de rotaci贸n. Adem谩s, el 谩labe est谩 sujeto a la flexi贸n y torsi贸n de las fuerzas tangenciales de impulso-reacci贸n. El 谩labe debe soportar estos esfuerzos, que son generalmente de naturaleza vibratoria y c铆clica, 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 l铆mites de temperatura operativa exigen una consideraci贸n muy cuidadosa.
En realidad, el desarrollo de aleaciones de alta temperatura para turbinas es un factor cr铆tico 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 presi贸n 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 da帽os que no son inmediatamente aparentes. Sin embargo, el da帽o por fluencia y fatiga es acumulativo e incluso aunque el da帽o pueda no ser inmediatamente aparente por m茅todos de inspecci贸n visual, se deben utilizar m茅todos de inspecci贸n adecuados (distintos de los visuales) y se deben mantener registros adecuados con respecto a la ocurrencia.
The exhaust nozzle (La boquilla de escape): La funci贸n del tubo de escape (tailpipe) o boquilla de escape es descargar los gases de escape a la atm贸sfera a la mayor velocidad posible para producir el mayor cambio de momento y empuje. Si la mayor铆a del cambio de expansi贸n ocurre a trav茅s de la secci贸n de la turbina, queda solo conducir los gases de escape hacia atr谩s con una p茅rdida m铆nima de energ铆a. Sin embargo, si la turbina opera contra una contrapresi贸n notable, la boquilla debe convertir la energ铆a de presi贸n restante en velocidad del gas de escape. Bajo condiciones ideales, la boquilla expandir铆a el flujo a la presi贸n est谩tica ambiente en el escape y la distribuci贸n del 谩rea en la boquilla debe proporcionar estas condiciones.
Cuando la relaci贸n de la presi贸n del gas de escape a la presi贸n ambiente es mayor que alg煤n valor cr铆tico, puede existir flujo s贸nico y la boquilla estar谩 estrangulada (choked) o limitada a alg煤n flujo m谩ximo. Cuando se requieren velocidades de gas de escape supers贸nicas para producir el cambio de momento necesario, el proceso de expansi贸n requerir谩 la boquilla convergente-divergente ilustrada en la figura 2.9. Con suficiente presi贸n disponible, la expansi贸n inicial en la porci贸n convergente es subs贸nica aumentando a velocidad s贸nica en la garganta. La expansi贸n subsiguiente en la porci贸n divergente de la boquilla es supers贸nica y el resultado es la velocidad de salida m谩s alta para una relaci贸n de presi贸n y flujo m谩sico dados.
El gas a alta temperatura y alta energ铆a es entregado a la secci贸n de la turbina donde se extrae potencia para operar el compresor. La expansi贸n parcial o casi completa puede tener lugar a trav茅s de la secci贸n de la turbina con la ca铆da de presi贸n y temperatura acompa帽ante. La boquilla de escape completa la expansi贸n produciendo el cambio de velocidad del chorro final y el momento necesario para el desarrollo del empuje.
Cuando la relaci贸n de presi贸n es muy alta, el di谩metro de salida final requerido para expandirse a la presi贸n ambiente puede ser muy grande, pero est谩 pr谩cticamente limitado al di谩metro del fuselaje o la g贸ndola (nacelle) del cuerpo posterior. Si los gases de escape exceden la velocidad s贸nica, como es posible en una c谩mara de combusti贸n de estatorreactor o secci贸n de postquemador (afterburner), solo la porci贸n divergente de la boquilla puede ser necesaria.
Cuando la relaci贸n de la presi贸n del gas de escape a la presi贸n ambiente es relativamente baja e incapaz de producir flujo s贸nico, una boquilla convergente proporciona la expansi贸n. El 谩rea de salida debe ser del tama帽o adecuado para provocar las condiciones de salida adecuadas. Si el 谩rea de salida es demasiado grande, tendr谩 lugar una expansi贸n incompleta; si el 谩rea de salida es demasiado peque帽a, resulta una tendencia de sobre-expansi贸n. El 谩rea de salida debe estar adecuadamente proporcionada para el rendimiento general.
Cuando la relaci贸n de la presi贸n del gas de escape a la presi贸n ambiente es mayor que alg煤n valor cr铆tico, puede existir flujo s贸nico y la boquilla estar谩 estrangulada (choked) o limitada a alg煤n flujo m谩ximo. Cuando se requieren velocidades de gas de escape supers贸nicas para producir el cambio de momento necesario, el proceso de expansi贸n requerir谩 la boquilla convergente-divergente ilustrada en la figura 2.9. Con suficiente presi贸n disponible, la expansi贸n inicial en la porci贸n convergente es subs贸nica aumentando a velocidad s贸nica en la garganta. La expansi贸n subsiguiente en la porci贸n divergente de la boquilla es supers贸nica y el resultado es la velocidad de salida m谩s alta para una relaci贸n de presi贸n y flujo m谩sico dados.
Cuando la relaci贸n de presi贸n es muy alta, el di谩metro de salida final requerido para expandirse a la presi贸n ambiente puede ser muy grande, pero est谩 pr谩cticamente limitado al di谩metro del fuselaje o la g贸ndola (nacelle) del cuerpo posterior. Si los gases de escape exceden la velocidad s贸nica, como es posible en una c谩mara de combusti贸n de estatorreactor o secci贸n de postquemador (afterburner), solo la porci贸n divergente de la boquilla puede ser necesaria. El gas a alta temperatura y alta energ铆a es entregado a la secci贸n de la turbina donde se extrae potencia para operar el compresor. La expansi贸n parcial o casi completa puede tener lugar a trav茅s de la secci贸n de la turbina con la ca铆da de presi贸n y temperatura acompa帽ante. La boquilla de escape completa la expansi贸n produciendo el cambio de velocidad del chorro final y el momento necesario para el desarrollo del empuje.
PRINCIPIOS DE PROPULSI脫N
AVAILABLE THRUST AND POWER / EMPUJE Y POTENCIA DISPONIBLES
PRINCIPLES OF PROPULSION / PRINCIPIOS DE PROPULSI脫N
Todas las plantas motrices (powerplants) tienen principios generales en com煤n. Independientemente del tipo de dispositivo de propulsi贸n, el desarrollo del empuje est谩 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 = aceleraci贸n, 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 aceleraci贸n 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 peque帽a de propulsores. Una h茅lice (propeller) produce empuje creando un cambio comparativamente peque帽o 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 m谩sico de aire, Q, que pasa a trav茅s del motor. Dentro de la planta motriz, se agrega energ铆a quemando combustible, y el flujo m谩sico es expulsado desde la boquilla alcanzando finalmente una velocidad, V2. El cambio de momento logrado por esta acci贸n produce el empuje,
Ta = Q (V2 - V1)
donde
Ta = empuje (thrust), lbs.
Q = flujo m谩sico (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 t铆pica de estatorreactor o turborreactor deriva su empuje trabajando con un flujo m谩sico relativamente m谩s peque帽o que el de una h茅lice, pero con un cambio de velocidad relativamente mayor. De la ecuaci贸n anterior se debe apreciar que el empuje del chorro var铆a directamente con el flujo m谩sico, Q, y el cambio de velocidad, V2 - V1. Este hecho es 煤til para explicar muchas de las caracter铆sticas de rendimiento de la planta motriz a reacci贸n.
En el proceso de crear empuje mediante el cambio de momento de la corriente de aire, una energ铆a relativa, V2 - V1, se imparte a la corriente de aire. As铆, parte de la energ铆a disponible se desperdicia esencialmente mediante esta adici贸n de energ铆a cin茅tica a la corriente de aire. El cambio de energ铆a cin茅tica 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 alg煤n flujo m谩sico finito requerir谩 alg煤n cambio de velocidad finito y habr谩 el inevitable desperdicio de potencia en la corriente de aire. Para lograr una alta eficiencia de propulsi贸n, el empuje debe desarrollarse con un m铆nimo de potencia desperdiciada.
La eficiencia de propulsi贸n (propulsion efficiency) de la planta motriz a reacci贸n 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 expresi贸n para la eficiencia de propulsi贸n.
np = Pa / (Pa + Pw)
np = 2V1 / (V2 + V1)
donde
np = eficiencia de propulsi贸n
n = "eta"
Pa = potencia propulsora disponible (propulsive power available)
= TaV1
Pw = potencia desperdiciada (power wasted)
La expresi贸n resultante para la eficiencia de propulsi贸n, 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 propulsi贸n es cero ya que toda la potencia generada se desperdicia en la estela (slipstream) y la potencia propulsora es cero. La eficiencia de propulsi贸n ser铆a 1.00 (o 100 por ciento) solo cuando la velocidad de vuelo, V1, es igual a la velocidad del chorro, V2.
En realidad, no ser铆a posible producir empuje bajo tales condiciones con un flujo m谩sico finito. Si bien no se puede alcanzar el 100 por ciento de eficiencia en la pr谩ctica, se proporciona cierta informaci贸n sobre los medios para crear una alta eficiencia de propulsi贸n. Para obtener una alta eficiencia de propulsi贸n es necesario producir el empuje requerido con el flujo m谩sico m谩s alto posible y el menor cambio de velocidad posible.
El gr谩fico de la figura 2.5 muestra la variaci贸n de la eficiencia de propulsi贸n, np, con la relaci贸n de la velocidad de vuelo a la velocidad del chorro, V1 / V2. Para lograr una eficiencia de propulsi贸n de 0.85 se requiere que la velocidad de vuelo sea aproximadamente el 75 por ciento de la velocidad de la estela en relaci贸n con el avi贸n. Tal eficiencia propulsora podr铆a ser t铆pica de un avi贸n propulsado por h茅lice que deriva su empuje al manejar un gran flujo m谩sico de aire.
El turborreactor t铆pico no puede lograr una eficiencia tan alta porque el empuje se deriva con un flujo m谩sico relativamente m谩s peque帽o 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 propulsi贸n es 0.67. El fan carenado (ducted fan), el chorro de derivaci贸n (bypass jet) y el turboh茅lice 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 propulsi贸n de aeronaves debido a su peso relativamente bajo de la planta motriz y su alto rendimiento de potencia por peso y tama帽o de la planta motriz. Muy pocas plantas motrices de aeronaves pueden compararse con la alta salida, flexibilidad, simplicidad y tama帽o peque帽o de la turbina de gas de aviaci贸n. El acoplamiento de la h茅lice y el motor rec铆proco es uno de los medios m谩s eficientes conocidos para convertir la energ铆a del combustible en energ铆a propulsora. Sin embargo, la acci贸n intermitente del motor rec铆proco impone l铆mites pr谩cticos al flujo de aire que puede procesarse y restringe el desarrollo de potencia. El flujo continuo y constante caracter铆stica de la turbina de gas permite un flujo de aire mucho mayor y, por lo tanto, utiliza un mayor gasto de energ铆a de combustible. Si bien la eficiencia de propulsi贸n del motor turborreactor es considerablemente inferior a la de la combinaci贸n motor rec铆proco-h茅lice, la salida de potencia espec铆fica del turborreactor a altas velocidades es bastante superior.
La operaci贸n del motor turborreactor implica un cambio relativamente grande en la velocidad que se imparte al flujo m谩sico a trav茅s del motor. La Figura 2.6 ilustra la operaci贸n de un motor turborreactor t铆pico considerando el procesamiento dado a una unidad de peso de flujo de aire de entrada. Considere una unidad de peso de aire ambiente aproxim谩ndose a la entrada al motor, experimentando luego los cambios en presi贸n y volumen a medida que es procesada por el turborreactor. El gr谩fico de presi贸n versus volumen de la figura 2.6 muestra que la unidad de peso de flujo de aire en la condici贸n atmosf茅rica A es entregada a la entrada de admisi贸n en la condici贸n B.
El prop贸sito de la entrada o difusor (diffuser) es reducir la velocidad y aumentar la presi贸n del flujo que entra en la secci贸n del compresor. As铆, la compresi贸n aerodin谩mica produce un aumento en la presi贸n y una disminuci贸n en el volumen de la unidad de peso de aire y entrega aire al compresor en la condici贸n C. El trabajo realizado por la compresi贸n aerodin谩mica de la entrada o difusor est谩 representado por el 谩rea ABCX. Generalmente, la mayor铆a de los motores turborreactores convencionales requieren que el flujo de entrada al compresor sea subs贸nico y el vuelo supers贸nico implicar谩 una compresi贸n aerodin谩mica considerable en la entrada.
El aire entregado a la secci贸n del compresor en la condici贸n C est谩 entonces sujeto a una mayor compresi贸n a trav茅s de la secci贸n del compresor. Como resultado de la funci贸n del compresor, la unidad de peso de aire est谩 sujeta a una disminuci贸n de volumen y aumento de presi贸n a la condici贸n D. La relaci贸n de presi贸n del compresor debe ser alta para producir una alta eficiencia t茅rmica en el motor. El 谩rea XCDZ representa el trabajo realizado por el compresor durante la compresi贸n de la unidad de peso de aire. Por supuesto, ciertas p茅rdidas e ineficiencias se incurren durante la compresi贸n y la potencia requerida para operar el compresor ser谩 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 c谩mara de combusti贸n en la condici贸n D. Se agrega combustible en la c谩mara de combusti贸n y la combusti贸n del combustible libera considerable energ铆a t茅rmica. El proceso de combusti贸n en el motor de turbina de gas difiere del motor rec铆proco en que el proceso es esencialmente una adici贸n de energ铆a t茅rmica a presi贸n constante.
Como resultado, la adici贸n 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 c谩mara de combusti贸n est谩 representado por el cambio del punto D al punto E del diagrama de presi贸n-volumen de la figura 2.6.
Los productos de combusti贸n se entregan a la secci贸n de la turbina donde se debe extraer suficiente trabajo para alimentar la secci贸n del compresor. La alta presi贸n del gas a la turbina permite que se logre una expansi贸n parcial con una ca铆da en la presi贸n y un aumento en el volumen hasta el punto F en el diagrama de presi贸n-volumen.
El trabajo extra铆do de la unidad de peso de aire por la secci贸n de la turbina est谩 representado por el 谩rea ZEFY. Al igual que con el compresor, el trabajo del eje extra铆do por la turbina diferir谩 del indicado por el diagrama de presi贸n-volumen debido a ciertas p茅rdidas incurridas a trav茅s de la secci贸n de la turbina. Para una operaci贸n estabilizada constante del motor turborreactor, la potencia de la turbina iguala la potencia requerida para operar el compresor.
FUNCTION OF THE COMPONENTS / FUNCI脫N 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 subs贸nica con una distribuci贸n uniforme de velocidad y direcci贸n. El difusor debe capturar aire de alta energ铆a y entregarlo a bajo n煤mero de Mach uniformemente al compresor. La capa l铆mite a lo largo del fuselaje debe ser gestionada. A velocidades de vuelo supers贸nicas, el difusor debe reducir la velocidad del aire a subs贸nica con el menor desperdicio de energ铆a.
The compressor section (La secci贸n del compresor): Es uno de los componentes m谩s importantes. Puede ser de flujo axial o centr铆fugo.
Compressor Centrifugal (Compresor centr铆fugo): Tiene gran utilidad, simplicidad y flexibilidad. El aire sale del impulsor a muy alta velocidad y el difusor convierte la energ铆a cin茅tica en presi贸n. Generalmente limitado a relaciones de presi贸n de 3 o 4 por etapa.
Compressor Axial Flow (Compresor de flujo axial): Consiste en filas alternas de perfiles aerodin谩micos giratorios y estacionarios. Un aumento de presi贸n ocurre a trav茅s de los 谩labes giratorios y estacionarios. Es muy eficiente y capaz de altas relaciones de presi贸n (de 5 a 10 o m谩s) mediante etapas sucesivas. Proporciona alto flujo de aire con di谩metro m铆nimo, pero es m谩s complejo y costoso.
The combustion chamber (La c谩mara de combusti贸n): Debe convertir la energ铆a qu铆mica del combustible en energ铆a t茅rmica. La temperatura de descarga est谩 limitada por lo que la turbina puede tolerar (m谩ximos continuos rara vez exceden 800-1000° C), mientras que la combusti贸n puede alcanzar 1700-1800° C. Por ello, se usa un exceso de aire considerable (aire secundario) para enfriar los gases. La relaci贸n total combustible-aire es baja (entre 80 y 40) debido a este aire de enfriamiento.
The turbine section (La secci贸n de la turbina): Es el elemento m谩s cr铆tico. Extrae energ铆a para impulsar el compresor. Los 谩labes de la tobera (nozzle vanes) aceleran el gas hacia los 谩labes de la turbina (turbine blades). Puede ser de tipo impulso (impulse) o reacci贸n (reaction). Los 谩labes est谩n sujetos a altos esfuerzos centr铆fugos, t茅rmicos y vibratorios (fluencia y fatiga).
The exhaust nozzle (La boquilla de escape): Descarga los gases a la atm贸sfera para producir empuje. Si la presi贸n es alta, puede requerir una boquilla convergente-divergente para expansi贸n supers贸nica.
CARACTER脥STICAS OPERATIVAS Y RENDIMIENTO
TURBOJET OPERATING CHARACTERISTICS / CARACTER脥STICAS OPERATIVAS DEL TURBORREACTOR
El motor turborreactor tiene muchas caracter铆sticas operativas de gran importancia para el rendimiento del avi贸n. El motor turborreactor es esencialmente una planta motriz que produce empuje y la potencia propulsora producida es resultado de la velocidad de vuelo. La variaci贸n del empuje disponible con la velocidad es relativamente peque帽a 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 relaci贸n:
Ta = Q(V2 - V1)
donde
Ta = empuje disponible, lbs.
Q = flujo m谩sico, 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 aumentar谩 la magnitud de V1, un empuje constante se obtendr谩 solo si hay un aumento en el flujo m谩sico, Q, o velocidad del chorro, V2. Cuando a baja velocidad, un aumento en la velocidad reducir谩 el cambio de velocidad a trav茅s del motor sin un aumento correspondiente en el flujo m谩sico y el empuje disponible disminuir谩. 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 conversi贸n 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 podr铆a 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 variaci贸n de la salida de empuje con las RPM del motor es de gran importancia. La presi贸n est谩tica cambia como el cuadrado de la velocidad del flujo, por lo que se esperar铆a que el empuje var铆e como el cuadrado de la velocidad rotativa, N. Sin embargo, debido a variaciones en el flujo de aire y eficiencia, el empuje var铆a mucho m谩s, 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 Espec铆fico de Combustible - ct): Es el factor importante para evaluar la eficiencia.
ct = Flujo de combustible (lbs/hr) / Empuje (lbs)
Valores t铆picos para turborreactores con altas relaciones de presi贸n van de 0.8 a 1.2 en vuelo subs贸nico. El vuelo supers贸nico con sus p茅rdidas y altas temperaturas tiende a aumentar el consumo espec铆fico 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 disminuci贸n en densidad y presi贸n y, si est谩 por debajo de la tropopausa, una disminuci贸n en la temperatura.
Una disminuci贸n en la densidad reduce el empuje.
Una disminuci贸n en la temperatura ambiente (hasta la tropopausa) es favorable porque permite mayor cambio de temperatura en la c谩mara de combusti贸n y mayor velocidad del chorro.
El resultado neto es que el empuje disminuye con la altitud, pero no tan severamente como la variaci贸n de la densidad.
Ejemplo de variaci贸n (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 b谩sico del motor.
CONTROL, L脥MITES 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. Adem谩s, puede haber toberas variables, 谩labes de estator variables, etc. Generalmente, el control de combustible debe regular el flujo, 谩rea 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 configuraci贸n de potencia seleccionada, las RPM deben mantenerse en todas las condiciones de vuelo.
Adem谩s de mantener la operaci贸n en estado estable, el control de combustible debe proveer las condiciones transitorias de aceleraci贸n y desaceleraci贸n del motor. Para acelerar el motor, el control de combustible debe suministrar un flujo de combustible mayor que el requerido para la operaci贸n estable. Sin embargo, el flujo de combustible adicional debe ser controlado para prevenir:
P茅rdida o oleaje del compresor (compressor stall or surge).
Temperatura de entrada a la turbina excesiva.
Mezcla excesivamente rica que puede no sostener la combusti贸n (rich blowout).
Acceleration and Deceleration (Aceleraci贸n y Desaceleraci贸n):
Generalmente, los l铆mites de temperatura y p茅rdida (stall-surge) predominan para formar un l铆mite de flujo de combustible de aceleraci贸n. La curva 2 de la figura 2.12 define un l铆mite superior de flujo de combustible que puede ser tolerado. El aparato de gobierno debe limitar el flujo de aceleraci贸n dentro de este l铆mite.
Durante la desaceleraci贸n, el flujo m铆nimo permisible est谩 definido por el l铆mite pobre (lean limit) para soportar la combusti贸n. Si el flujo se reduce por debajo de alg煤n valor cr铆tico, ocurrir谩 un apagado de llama (lean blowout) o flameout.
El motor de flujo centr铆fugo tiene m谩rgenes de aceleraci贸n relativamente grandes. El compresor de flujo axial opera relativamente cerca del l铆mite de p茅rdida (stall-surge) para obtener eficiencia m谩xima. As铆, el l铆mite de combustible de aceleraci贸n est谩 m谩s cerca de las condiciones de estado estable en el motor de flujo axial. Los compresores de m煤ltiples carretes (multi-spool) y 谩labes de estator variable mejoran grandemente las caracter铆sticas de aceleraci贸n.
Instruments (Instrumentos):
Hay varios instrumentos importantes para relacionar el rendimiento del motor turborreactor.
Tachometer (Tac贸metro): Indica la velocidad del motor, N, en porcentaje de las RPM m谩ximas. Como la variaci贸n 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 (Fluj贸metro de combustible): Puede proporcionar un reflejo justo de la salida de empuje y la eficiencia operativa.
Tailpipe total pressure (Presi贸n total del tubo de escape): La presi贸n total del tubo de escape (p + q en el tubo de escape) puede correlacionarse con el empuje para una geometr铆a de motor dada. Las relaciones de presi贸n del motor (EPR) proporcionan indicaciones m谩s precisas e inmediatas del empuje de salida que las indicaciones combinadas de RPM y EGT.
PRINCIPIOS DE PROPULSI脫N
AVAILABLE THRUST AND POWER / EMPUJE Y POTENCIA DISPONIBLES
PRINCIPLES OF PROPULSION / PRINCIPIOS DE PROPULSI脫N
Todas las plantas motrices (powerplants) tienen principios generales en com煤n. Independientemente del tipo de dispositivo de propulsi贸n, el desarrollo del empuje est谩 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 = aceleraci贸n, 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 aceleraci贸n 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 peque帽a de propulsores. Una h茅lice (propeller) produce empuje creando un cambio comparativamente peque帽o 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 m谩sico de aire, Q, que pasa a trav茅s del motor. Dentro de la planta motriz, se agrega energ铆a quemando combustible, y el flujo m谩sico es expulsado desde la boquilla alcanzando finalmente una velocidad, V2. El cambio de momento logrado por esta acci贸n produce el empuje,
Ta = Q (V2 - V1)
donde
Ta = empuje (thrust), lbs.
Q = flujo m谩sico (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 t铆pica de estatorreactor o turborreactor deriva su empuje trabajando con un flujo m谩sico relativamente m谩s peque帽o que el de una h茅lice, pero con un cambio de velocidad relativamente mayor. De la ecuaci贸n anterior se debe apreciar que el empuje del chorro var铆a directamente con el flujo m谩sico, Q, y el cambio de velocidad, V2 - V1. Este hecho es 煤til para explicar muchas de las caracter铆sticas de rendimiento de la planta motriz a reacci贸n.
En el proceso de crear empuje mediante el cambio de momento de la corriente de aire, una energ铆a relativa, V2 - V1, se imparte a la corriente de aire. As铆, parte de la energ铆a disponible se desperdicia esencialmente mediante esta adici贸n de energ铆a cin茅tica a la corriente de aire. El cambio de energ铆a cin茅tica 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 alg煤n flujo m谩sico finito requerir谩 alg煤n cambio de velocidad finito y habr谩 el inevitable desperdicio de potencia en la corriente de aire. Para lograr una alta eficiencia de propulsi贸n, el empuje debe desarrollarse con un m铆nimo de potencia desperdiciada.
La eficiencia de propulsi贸n (propulsion efficiency) de la planta motriz a reacci贸n 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 expresi贸n para la eficiencia de propulsi贸n.
np = Pa / (Pa + Pw)
np = 2V1 / (V2 + V1)
donde
np = eficiencia de propulsi贸n
n = "eta"
Pa = potencia propulsora disponible (propulsive power available)
= Ta * V1
Pw = potencia desperdiciada (power wasted)
La expresi贸n resultante para la eficiencia de propulsi贸n, 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 propulsi贸n es cero ya que toda la potencia generada se desperdicia en la estela (slipstream) y la potencia propulsora es cero. La eficiencia de propulsi贸n ser铆a 1.00 (o 100 por ciento) solo cuando la velocidad de vuelo, V1, es igual a la velocidad del chorro, V2. En realidad, no ser铆a posible producir empuje bajo tales condiciones con un flujo m谩sico finito. Si bien no se puede alcanzar el 100 por ciento de eficiencia en la pr谩ctica, se proporciona cierta informaci贸n sobre los medios para crear una alta eficiencia de propulsi贸n. Para obtener una alta eficiencia de propulsi贸n es necesario producir el empuje requerido con el flujo m谩sico m谩s 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 propulsi贸n de aeronaves debido a su peso relativamente bajo de la planta motriz y su alto rendimiento de potencia por peso y tama帽o de la planta motriz. Muy pocas plantas motrices de aeronaves pueden compararse con la alta salida, flexibilidad, simplicidad y tama帽o peque帽o de la turbina de gas de aviaci贸n. El acoplamiento de la h茅lice y el motor rec铆proco es uno de los medios m谩s eficientes conocidos para convertir la energ铆a del combustible en energ铆a propulsora. Sin embargo, la acci贸n intermitente del motor rec铆proco impone l铆mites pr谩cticos al flujo de aire que puede procesarse y restringe el desarrollo de potencia. El flujo continuo y constante caracter铆stico de la turbina de gas permite un flujo de aire mucho mayor y, por lo tanto, utiliza un mayor gasto de energ铆a de combustible.
Ciclo de Operaci贸n:
La Figura 2.6 ilustra la operaci贸n de un motor turborreactor t铆pico considerando el procesamiento dado a una unidad de peso de flujo de aire de entrada.
A to B: El aire ambiente entra en la admisi贸n. El prop贸sito de la entrada o difusor (diffuser) es reducir la velocidad y aumentar la presi贸n del flujo que entra en la secci贸n del compresor.
B to C: La compresi贸n aerodin谩mica produce un aumento en la presi贸n y una disminuci贸n en el volumen.
C to D: El aire se comprime a煤n m谩s en el compresor. La relaci贸n de presi贸n debe ser alta para una alta eficiencia t茅rmica. El 谩rea XCDZ representa el trabajo realizado por el compresor.
D to E: Se a帽ade combustible en la c谩mara de combusti贸n. El proceso es esencialmente una adici贸n de energ铆a t茅rmica a presi贸n constante. Esto causa un gran cambio en temperatura y volumen.
E to F: Los productos de combusti贸n se expanden parcialmente a trav茅s de la turbina para extraer trabajo (谩rea ZEFY) para mover el compresor.
F to G: Los gases se expanden a trav茅s de la boquilla de escape hasta la presi贸n atmosf茅rica, aumentando la velocidad del chorro para crear empuje.
FUNCTION OF THE COMPONENTS / FUNCI脫N DE LOS COMPONENTES
The inlet or diffuser (La entrada o difusor): Debe capturar aire de alta energ铆a y entregarlo al compresor a velocidad subs贸nica con una distribuci贸n uniforme. A velocidades supers贸nicas, debe reducir la velocidad con m铆nima p茅rdida de energ铆a.
The compressor section (La secci贸n del compresor):
Centrifugal (Centr铆fugo): El impulsor acelera el aire a alta velocidad y el difusor convierte esa energ铆a cin茅tica en presi贸n. Es simple, robusto y tiene buena flexibilidad, pero est谩 limitado en relaci贸n de presi贸n por etapa (aprox 3 o 4).
Axial Flow (Flujo Axial): Filas alternas de 谩labes giratorios y estacionarios. Es m谩s complejo y costoso, pero ofrece alta eficiencia, alto flujo m谩sico por di谩metro y altas relaciones de presi贸n (5 a 10 o m谩s) mediante m煤ltiples etapas.
The combustion chamber (La c谩mara de combusti贸n): Convierte energ铆a qu铆mica en t茅rmica. Debido a que la turbina tiene l铆mites de temperatura (800-1000° C) y la combusti贸n alcanza 1700-1800° C, se requiere un gran exceso de aire secundario para enfriar los gases. La relaci贸n total combustible-aire es baja (entre 80 y 40). Puede ser de tipo "can" (bote) o anular.
The turbine section (La secci贸n de la turbina): Extrae energ铆a para mover el compresor. Los 谩labes est谩n sujetos a altos esfuerzos centr铆fugos y altas temperaturas, lo que crea problemas de fluencia (creep) y fatiga. Puede ser de impulso o reacci贸n.
The exhaust nozzle (La boquilla de escape): Descarga los gases para producir empuje. Si la relaci贸n de presi贸n es muy alta (vuelo supers贸nico), puede requerirse una boquilla convergente-divergente para permitir la expansi贸n supers贸nica de los gases.
CARACTER脥STICAS OPERATIVAS
TURBOJET OPERATING CHARACTERISTICS / CARACTER脥STICAS 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 m谩sico 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 var铆a enormemente con las RPM, aproximadamente proporcional a N^3.5.
100% RPM = 100% Empuje
90% RPM = ~69% Empuje
80% RPM = ~45% Empuje
El 煤ltimo 20% de las RPM controla m谩s de la mitad del empuje de salida.
Specific Fuel Consumption (Consumo Espec铆fico de Combustible - ct):
Es el flujo de combustible por libra de empuje. Valores t铆picos son 0.8 a 1.2. El vuelo supers贸nico 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 disminuci贸n de temperatura hasta la tropopausa ayuda a mitigar la p茅rdida de empuje debida a la ca铆da 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 da帽ar el motor.
Acceleration (Aceleraci贸n): El flujo de combustible est谩 limitado por la l铆nea de "stall-surge" (p茅rdida/oleaje) del compresor y los l铆mites de temperatura de la turbina. El control debe suministrar suficiente combustible para acelerar pero sin cruzar estos l铆mites.
Deceleration (Desaceleraci贸n): El l铆mite m铆nimo de flujo de combustible est谩 definido por el l铆mite pobre (lean limit). Si el combustible se reduce demasiado r谩pido, puede ocurrir un apagado de llama (lean blowout/flameout).
Instruments (Instrumentos):
Para relacionar el rendimiento del motor, el piloto cuenta con:
Tachometer (Tac贸metro): Indica velocidad del motor en % de RPM.
Exhaust Gas Temperature (EGT): Cr铆tico para monitorear l铆mites estructurales de la turbina.
Fuel Flowmeter (Fluj贸metro): Indica consumo y eficiencia.
Tailpipe Total Pressure / EPR: La relaci贸n de presi贸n del motor (Engine Pressure Ratio) es a menudo el indicador m谩s preciso del empuje de salida.
LIMITACIONES OPERATIVAS Y PROBLEMAS
TURBOJET OPERATING LIMITATIONS / LIMITACIONES OPERATIVAS DEL TURBORREACTOR
La operaci贸n debe mantenerse dentro de l铆mites espec铆ficos para obtener la vida 煤til de servicio anticipada.
Exhaust Gas Temperatures (Temperaturas de gases de escape): La turbina es el componente cr铆tico. El da帽o por fluencia (creep) y fatiga es acumulativo. Un exceso de temperatura reduce dr谩sticamente la vida de los 谩labes.
Compressor Stall or Surge (P茅rdida o Oleaje del Compresor): Fen贸meno transitorio inestable donde los 谩labes del compresor entran en p茅rdida (similar a un ala). Puede causar vibraci贸n severa, inversi贸n del flujo ("bangs"), y aumento r谩pido de la EGT. Causas comunes: alto 谩ngulo de ataque en la entrada, mal funcionamiento del control de combustible, o da帽os en el compresor.
Flameout (Apagado de llama): Puede ocurrir por una mezcla demasiado pobre (desaceleraci贸n r谩pida) o demasiado rica (aceleraci贸n excesiva), o interrupci贸n del flujo de combustible. Tambi茅n por ingesti贸n 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 aerodin谩mico aumenta la temperatura de entrada, lo que puede limitar las RPM m谩ximas permitidas para no exceder la temperatura de descarga del compresor.
Engine Overspeed (Sobrevelocidad del motor): La fuerza centr铆fuga var铆a con el cuadrado de la velocidad. Un 5% de sobrevelocidad produce un 10.25% de sobreesfuerzo. Esto causa da帽o r谩pido por fluencia.
Nota sobre la vida 煤til:
Cualquier operaci贸n fuera de los l铆mites (sobretemperatura, sobrevelocidad) consume la vida 煤til del motor mucho m谩s r谩pido 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 operaci贸n y rendimiento pueden requerir que se proporcione empuje adicional por per铆odos 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 m谩xima de la secci贸n de la turbina. Las diversas formas de afterburning (postcombusti贸n) o inyecci贸n 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 caracter铆sticas principales son su peso ligero y gran aumento de empuje. Una instalaci贸n t铆pica de afterburner puede agregar solo del 10 al 20 por ciento del peso b谩sico del motor, pero puede proporcionar un aumento del 40 al 60 por ciento en el empuje est谩tico al nivel del mar. El afterburner consiste en una secci贸n de combusti贸n adicional en la parte trasera (aft) de la secci贸n de la turbina con una disposici贸n 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 combusti贸n dentro de la secci贸n del afterburner. El motor turborreactor opera con flujos de aire (airflows) muy superiores a los requeridos qu铆micamente para soportar la combusti贸n 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 c谩mara de combusti贸n, la gran descarga de aire en exceso en la turbina puede soportar la combusti贸n de grandes cantidades de combustible adicional. Adem谩s, no hay miembros rotatorios altamente estresados en el afterburner y se pueden tolerar temperaturas muy altas. La combusti贸n de combustible en el afterburner trae energ铆a cal贸rica 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.
Continuaci贸n sobre Afterburner y C谩lculos
Una caracter铆stica necesaria del motor turborreactor equipado con afterburner es una tobera variable (variable nozzle). A medida que el afterburner comienza a funcionar, el 谩rea de salida de la tobera (nozzle exit area) debe aumentar para acomodar el aumento de los productos de combusti贸n. Si el afterburner comenzara a funcionar sin un aumento en el 谩rea de salida, el flujo m谩sico (mass flow) a trav茅s del motor caer铆a y las temperaturas del quemador aumentar铆an r谩pidamente. El 谩rea de la tobera debe controlarse para aumentar a medida que comienza la combusti贸n en el afterburner. Como resultado, el flujo m谩sico del motor recibe un gran aumento en la velocidad del chorro (jet velocity) con el correspondiente aumento en el empuje.
La combusti贸n de combustible en el afterburner tiene lugar a bajas presiones y es relativamente ineficiente. Esta ineficiencia b谩sica de la combusti贸n a baja presi贸n se evidencia por el gran aumento en el consumo espec铆fico de combustible (specific fuel consumption). Generalmente, el uso del afterburner al menos duplicar谩 el consumo espec铆fico de combustible. Como ejemplo, considere un motor turborreactor capaz de desarrollar 10,000 lbs. de empuje con el uso de afterburner. Los valores t铆picos para el consumo espec铆fico de combustible ser铆an ct = 1.05 para el motor b谩sico o ct = 2.1 cuando el afterburner est谩 en uso. El flujo de combustible durante la operaci贸n ser铆a el siguiente:
flujo de combustible = (empuje) (consumo espec铆fico 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 operaci贸n del afterburner y el efecto adverso en la autonom铆a (endurance), el uso del afterburner debe limitarse a per铆odos cortos de tiempo.
Limitations (Limitaciones) y Water Injection (Inyecci贸n de Agua)
Adem谩s, puede haber un tiempo limitado para el uso del afterburner debido al calentamiento cr铆tico de la estructura de soporte o adyacente en la vecindad del afterburner.
El consumo espec铆fico de combustible del motor b谩sico aumentar谩 con la adici贸n del aparato de afterburner. Las p茅rdidas incurridas por la mayor fricci贸n del fluido, la tobera y la ca铆da de presi贸n del flameholder, etc., aumentan el consumo espec铆fico de combustible del motor b谩sico aproximadamente del 5 al 10 por ciento.
La principal ventaja del afterburner es la capacidad de agregar grandes cantidades de empuje con una penalizaci贸n de peso relativamente peque帽a. La aplicaci贸n del afterburner es m谩s com煤n en aeronaves tipo interceptor, de combate y de alta velocidad.
El uso de inyecci贸n de agua (water injection) en el motor turborreactor es otro medio de aumento de empuje que permite la combusti贸n de combustible adicional dentro de los l铆mites de velocidad y temperatura del motor. La adici贸n m谩s usual de dispositivos de inyecci贸n de agua es para complementar el rendimiento en el despegue y ascenso, especialmente a altas temperaturas ambiente y grandes altitudes. El dispositivo t铆pico de inyecci贸n de agua puede producir un aumento del 25 al 35 por ciento en el empuje.
El medio m谩s usual de inyecci贸n de agua es el flujo directo del fluido hacia la c谩mara de combusti贸n. Esto se ilustra en la figura 2.14. La adici贸n del fluido directamente a la c谩mara de combusti贸n aumenta el flujo m谩sico y reduce la temperatura de entrada a la turbina. La ca铆da 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 m谩sico dentro de los l铆mites de la turbina, y se imparte mayor energ铆a a los gases de escape.
El fluido inyectado en las c谩maras de combusti贸n es generalmente una mezcla de agua y alcohol. La soluci贸n de agua-alcohol tiene una ventaja inmediata en el hecho de que previene la congelaci贸n del fluido residual en las tuber铆as a bajas temperaturas. Adem谩s, una gran concentraci贸n de alcohol en la mezcla puede proporcionar parte de la energ铆a qu铆mica adicional requerida para mantener la velocidad del motor. De hecho, la gran concentraci贸n de alcohol en la mezcla de inyecci贸n es un medio preferido para agregar energ铆a de combustible adicional.
Si la energ铆a qu铆mica 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 inyecci贸n de fluido y cuando el flujo de fluido se agota. Por supuesto, son necesarias proporciones estrictas de la mezcla. Dado que la mayor铆a de los dispositivos de inyecci贸n 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 combusti贸n (quenching combustion).
THE GAS TURBINE-PROPELLER COMBINATION (La Combinaci贸n Turbina de Gas-H茅lice)
El motor turboprop (turboh茅lice) utiliza la turbina para extraer suficiente potencia para operar el compresor. La energ铆a 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 m谩sico relativamente peque帽o. La combinaci贸n de turbina de gas-h茅lice (turboprop) es capaz de producir una mayor eficiencia propulsiva en vuelo subs贸nico al hacer que la h茅lice opere con un flujo m谩sico mucho mayor.
El motor turboprop o propjet requiere etapas de turbina adicionales para continuar la expansi贸n en la secci贸n de la turbina y extraer un porcentaje muy grande de la energ铆a de los gases de escape como potencia al eje (shaft power). En este sentido, el turboprop es principalmente una m谩quina productora de potencia y el empuje de chorro es una peque帽a 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).
F贸rmulas y Operaci贸n 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 h茅lice
Tj = empuje del chorro (jet thrust), lbs.
V = velocidad de vuelo, nudos, TAS
np = eficiencia de la h茅lice (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 tama帽o de motor dado. As铆, la principal ventaja del motor turboprop es la alta potencia espec铆fica de salida, alta potencia por peso del motor y alta potencia por tama帽o 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 h茅lice debido a los efectos de compresibilidad. Se debe proporcionar una gran reducci贸n de la velocidad del eje para adaptar el motor y la h茅lice.
El engranaje reductor (reduction gearing) debe proporcionar una velocidad del eje de la h茅lice que pueda ser utilizada efectivamente por la h茅lice y, debido a las altas velocidades rotativas de la turbina, relaciones de engranaje de 6 a 15 pueden ser t铆picas. La transmisi贸n de grandes caballajes al eje con tal engranaje alto implica problemas de dise帽o considerables para proporcionar una buena vida 煤til. 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 谩ngulo de la pala de la h茅lice (propeller blade angle). Si la h茅lice se gobierna por separado de la turbina, puede existir una interacci贸n entre los gobernadores (governors) del motor y de la h茅lice y varias condiciones de "b煤squeda" (hunting), sobrevelocidad (overspeed) y sobretemperatura (overtemperature) son posibles.
Por esta raz贸n, la combinaci贸n motor-h茅lice 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 谩ngulo de la pala de la h茅lice.
En el rango principal de potencia de salida, la palanca de gases ordena cierto flujo de combustible y la h茅lice ajusta el 谩ngulo de la pala para aumentar la carga de la h茅lice 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 铆tems m谩s cr铆ticos. Adem谩s, las condiciones de sobrevelocidad (overspeed) pueden producir un esfuerzo excesivo (overstress) de los engranajes y la h茅lice, as铆 como un esfuerzo excesivo de la secci贸n de la turbina.
El rendimiento del turboprop ilustra las ventajas t铆picas de la combinaci贸n h茅lice-motor. Una mayor eficiencia propulsiva y un alto empuje a bajas velocidades proporcionan la caracter铆stica de rango, autonom铆a (endurance) y rendimiento de despegue superior al turborreactor. Al igual que con todas las plantas de potencia equipadas con h茅lice, 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 m谩sico y la temperatura de entrada de manera similar a la del turborreactor. As铆, el ESHP variar谩 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 m谩sico del motor utilizan una serie de etapas de turbina para extraer potencia al eje de los gases de escape y, como los l铆mites de temperatura de entrada al compresor reducen el flujo de combustible permitido dentro de los l铆mites de temperatura de la turbina, los d铆as calurosos causar谩n una p茅rdida notable de potencia de salida. Generalmente, el turboprop es tan sensible, si no m谩s sensible, a la temperatura del aire de entrada al compresor que el motor turborreactor.
Specific Fuel Consumption (Consumo Espec铆fico de Combustible)
El consumo espec铆fico de combustible de la planta de potencia turboprop se define de la siguiente manera:
consumo espec铆fico de combustible = flujo de combustible del motor / caballaje al eje equivalente
c = lbs. por hr. / ESHP
Valores t铆picos para el consumo espec铆fico de combustible var铆an de 0.5 a 0.8 lbs. por hr. por ESHP.
La variaci贸n del consumo espec铆fico de combustible con las condiciones de operaci贸n es similar a la del motor turborreactor. El consumo m铆nimo espec铆fico 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 espec铆fico de combustible y los valores m谩s bajos de c se obtienen cerca de altitudes de 25,000 a 35,000 pies.
Por lo tanto, el turboprop as铆 como el turborreactor tienen una preferencia por la operaci贸n a gran altitud.
THE RECIPROCATING ENGINE / EL MOTOR REC脥PROCO (O DE PIST脫N)
El motor rec铆proco es una de las plantas de potencia (powerplants) m谩s eficientes utilizadas para la potencia de las aeronaves. La combinaci贸n del motor rec铆proco y la h茅lice (propeller) es uno de los medios m谩s eficientes para convertir la energ铆a qu铆mica del combustible en tiempo de vuelo o distancia. Debido a la alta eficiencia inherente, el motor rec铆proco es un tipo importante de planta de potencia de aeronaves.
OPERATING CHARACTERISTICS / CARACTER脥STICAS OPERATIVAS
La funci贸n del t铆pico motor rec铆proco involucra cuatro tiempos (strokes) del pist贸n para completar un ciclo operativo. Este ciclo principal se ilustra en la figura 2.15 mediante la variaci贸n de presi贸n y volumen dentro del cilindro.
El primer tiempo del ciclo operativo es la carrera descendente (downstroke) del pist贸n con la v谩lvula de admisi贸n (intake valve) abierta. Este tiempo introduce una carga de mezcla aire-combustible a lo largo de la l铆nea AB del diagrama de presi贸n-volumen.
El segundo tiempo logra la compresi贸n de la mezcla aire-combustible a lo largo de la l铆nea BC. La combusti贸n se inicia mediante un aparato de ignici贸n por chispa (spark ignition) y la combusti贸n tiene lugar en esencialmente un volumen constante. La combusti贸n libera calor y causa el aumento de presi贸n a lo largo de la l铆nea CD.
El tiempo de potencia (power stroke) utiliza el aumento de presi贸n a trav茅s de la expansi贸n a lo largo de la l铆nea DE. Luego, el escape (exhaust) comienza por el rechazo inicial a lo largo de la l铆nea EB y se completa con la carrera ascendente (upstroke) a lo largo de la l铆nea BA.
El trabajo neto (net work) producido por el ciclo de operaci贸n es idealizado por el 谩rea BCDE en el diagrama de presi贸n-volumen de la figura 2.15. Durante la operaci贸n real, la presi贸n de admisi贸n es m谩s baja que la presi贸n de escape y la presi贸n negativa representa una p茅rdida por bombeo. La expansi贸n incompleta durante el tiempo de potencia representa una p茅rdida b谩sica en el ciclo operativo debido al rechazo de los productos de combusti贸n a lo largo de la l铆nea EB.
El 谩rea EFB representa una cantidad cierta de energ铆a de los gases de escape, una parte de la cual puede ser extra铆da por turbinas de escape como potencia de eje adicional para ser acoplada al cig眉e帽al (crankshaft) (motor compuesto o compound engine) o para ser usada en operar un supercargador (supercharger) (turbosupercargador). Adem谩s, la energ铆a del gas de escape puede ser utilizada para aumentar el flujo de enfriamiento del motor (escape por eyector) y reducir la resistencia aerodin谩mica del cap贸 (cowl drag).
Dado que el trabajo neto producido durante el ciclo operativo est谩 representado por el 谩rea cerrada del diagrama presi贸n-volumen, la salida del motor es afectada por cualquier factor que influya en esta 谩rea. El peso de la mezcla aire-combustible determinar谩 la energ铆a liberada por la combusti贸n y el peso de la carga puede ser alterado por la altitud, supercargador (supercharging), etc. La fuerza de la mezcla (mixture strength), la preignici贸n (preignition), la sincronizaci贸n de la chispa (spark timing), etc., pueden afectar la liberaci贸n de energ铆a de un flujo de aire dado y alterar el trabajo producido durante el ciclo operativo.
El trabajo mec谩nico logrado durante el tiempo de potencia es el resultado de la presi贸n de gas sostenida sobre el pist贸n. La conexi贸n del pist贸n al cig眉e帽al (crankshaft) mediante la biela (connecting rod) aplica torque (par motor) al eje de salida. Durante esta conversi贸n de energ铆a de presi贸n a energ铆a mec谩nica, ciertas p茅rdidas son inevitables debido a la fricci贸n y la salida mec谩nica es menor que la energ铆a de presi贸n disponible. La salida de potencia del motor ser谩 determinada por la magnitud y la tasa de los impulsos de potencia.
Con el fin de determinar la salida de potencia del motor rec铆proco, se conecta un freno o dispositivo de carga al eje de salida y se determinan las caracter铆sticas operativas. De ah铆, el t茅rmino "brake" horsepower (potencia al freno), o BHP, se utiliza para denotar la salida de potencia de la planta de potencia.
A partir de la definici贸n f铆sica 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 relaci贸n, la potencia de salida se aprecia como alguna variable directa de torque y RPM. Por supuesto, el torque de salida es alguna funci贸n de la presi贸n de gas de combusti贸n durante el tiempo de potencia. Por lo tanto, es 煤til considerar la presi贸n media efectiva del gas durante el tiempo de potencia, la "brake mean effective pressure" (presi贸n media efectiva al freno) o BMEP. Con el uso de este t茅rmino, 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 (presi贸n media efectiva al freno), psi
D = engine displacement (desplazamiento del motor), pulgadas c煤bicas
N = engine speed (velocidad del motor), RPM
La BMEP no es una presi贸n real dentro del cilindro, sino una presi贸n efectiva que representa la carga media de gas actuando sobre el pist贸n durante el tiempo de potencia. Como tal, la BMEP es un 铆ndice conveniente para la mayor铆a de los elementos de salida del motor rec铆proco, eficiencia y limitaciones operativas.
La salida de potencia real de cualquier motor rec铆proco es una funci贸n directa de la combinaci贸n de BMEP y RPM. Ninguna otra instrumentaci贸n del motor puede proporcionar esta indicaci贸n inmediata de la salida de potencia.
Si todos los otros factores son constantes, la salida de potencia del motor est谩 directamente relacionada con el flujo de aire del motor. La evidencia de este hecho podr铆a apreciarse a partir de la ecuaci贸n para BHP en t茅rminos de BMEP:
BHP = (BMEP)(D)(N) / 792,000
Esta ecuaci贸n relaciona que, para una BMEP dada, el BHP est谩 determinado por el producto de las RPM del motor, N, y el desplazamiento, D. En cierto sentido, el motor rec铆proco podr铆a 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 indicaci贸n indirecta de la potencia del motor. La presi贸n 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) proporcionar谩 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 m煤ltiple de admisi贸n del cilindro, la temperatura del aire del carburador proporciona una indicaci贸n estable y est谩ndar del rendimiento. La temperatura de entrada al m煤ltiple del cilindro es dif铆cil de determinar con el mismo grado de precisi贸n debido a la variaci贸n normal de la fuerza de la mezcla aire-combustible.
La presi贸n del m煤ltiple (Manifold pressure), MAP, es afectada por la presi贸n de entrada al compresor, la posici贸n del acelerador (throttle position), y la relaci贸n de presi贸n del supercargador o impulsor. Por supuesto, el acelerador (throttle) es el control de acci贸n principal de la presi贸n del m煤ltiple y la mezcla aire-combustible entregada a la entrada del supercargador. El aumento de presi贸n por el supercargador se magnifica en cierta proporci贸n dependiendo de la velocidad del impulsor. Entonces la mezcla de alta presi贸n es entregada al m煤ltiple.
Por supuesto, el flujo de aire del motor es una funci贸n de las RPM por dos razones. Una velocidad de motor m谩s alta aumenta la tasa de bombeo y el flujo de volumen a trav茅s del motor. Tambi茅n, con el supercargador accionado por el motor, un aumento en la velocidad del motor aumenta la relaci贸n de presi贸n del supercargador. Con la excepci贸n de una posici贸n del acelerador casi cerrada, un aumento en la presi贸n del m煤ltiple producir谩 un aumento en el flujo de aire del motor y la salida de potencia.
Las muchas variables que afectan el car谩cter del proceso de combusti贸n son un tema importante de la operaci贸n del motor rec铆proco. Mezclas uniformes de combustible y aire soportar谩n la combusti贸n entre relaciones aire-combustible de aproximadamente 0.04 y 0.20. Las proporciones qu铆micamente correctas de aire y combustible de hidrocarburo ser铆an 15 libras de aire por cada 1 libra de combustible, o una relaci贸n aire-combustible de 0.067.
Esta relaci贸n aire-combustible "estequiom茅trica" (stoichiometric) proporcionar铆a la m谩xima liberaci贸n de calor durante la combusti贸n de un peso dado de mezcla. Si la relaci贸n aire-combustible fuera m谩s pobre (leaner) que la estequiom茅trica, el exceso de aire y la deficiencia de combustible producir铆an temperaturas de combusti贸n m谩s bajas y una liberaci贸n de calor reducida para un peso dado de carga. Si la relaci贸n aire-combustible fuera m谩s rica (richer) que la estequiom茅trica, el exceso de combustible y la deficiencia de aire producir铆an temperaturas de combusti贸n m谩s bajas y una liberaci贸n de calor reducida para un peso dado de carga.
Las condiciones estequiom茅tricas producir铆an la m谩xima liberaci贸n de calor para condiciones ideales de combusti贸n y pueden aplicar bastante de cerca para los cilindros individuales del motor rec铆proco de baja velocidad. Debido a los efectos de la velocidad de propagaci贸n de la llama, distribuci贸n de combustible, variaci贸n de temperatura, etc., la potencia m谩xima obtenida con un flujo de aire fijo ocurre a relaciones aire-combustible de aproximadamente 0.07 a 0.08.
El primer gr谩fico de la figura 2.16 muestra la variaci贸n de la potencia de salida con la relaci贸n aire-combustible para un flujo de aire del motor constante (es decir, RPM, MAP y CAT constantes).
La combusti贸n puede ser soportada por relaciones aire-combustible justo mayores a 0.04 pero la energ铆a liberada es insuficiente para superar las p茅rdidas de bombeo y la fricci贸n mec谩nica 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 l铆mites producen cantidades variables de potencia de salida y la potencia m谩xima ocurre aproximadamente a relaciones aire-combustible de 0.07 a 0.08.
As铆, este rango de relaciones aire-combustible que produce la potencia m谩xima para un flujo de aire dado se denomina el rango de "best power" (mejor potencia). En alg煤n rango m谩s bajo de relaciones aire-combustible, se obtiene un m谩ximo de potencia por relaci贸n aire-combustible y este es el rango de "best economy" (mejor econom铆a).
El rango de mejor econom铆a generalmente ocurre entre relaciones aire-combustible de 0.05 y 0.07. Cuando se requiere la m谩xima potencia del motor para el despegue, son necesarias relaciones aire-combustible mayores a 0.08 para suprimir la detonaci贸n (detonation). Por lo tanto, relaciones aire-combustible de 0.09 a 0.11 son t铆picas durante esta operaci贸n.
El patr贸n de combusti贸n en el cilindro se ilustra mejor en el segundo gr谩fico de la figura 2.16. El proceso de combusti贸n normal comienza por la ignici贸n de chispa hacia el final del tiempo de compresi贸n. La chispa el茅ctrica proporciona el comienzo de la combusti贸n y un frente de llama se propaga suavemente a trav茅s de la mezcla comprimida.
Tal combusti贸n normal se muestra mediante la gr谩fica de presi贸n del cilindro versus recorrido del pist贸n (piston travel). La ignici贸n por chispa comienza un aumento suave de la presi贸n del cilindro con la posterior expansi贸n a trav茅s del tiempo de potencia. La variaci贸n de la presi贸n con el recorrido del pist贸n debe ser controlada para lograr el mayor trabajo neto durante el ciclo de operaci贸n.
Obviamente, la sincronizaci贸n de la ignici贸n por chispa (spark ignition timing) es un factor importante que controla el aumento inicial de presi贸n en la c谩mara de combusti贸n. La ignici贸n de la mezcla de combustible debe comenzar en el momento adecuado para permitir que la propagaci贸n del frente de llama y la liberaci贸n de calor acumulen la presi贸n m谩xima para el tiempo de potencia.
La velocidad de la propagaci贸n del frente de llama es un factor principal que afecta la salida de potencia del motor rec铆proco ya que este factor controla la tasa de liberaci贸n de calor y la tasa de aumento de presi贸n en la c谩mara de combusti贸n. Por esta raz贸n, la ignici贸n dual (dual ignition) es necesaria para plantas de potencia de alta potencia espec铆fica. Obviamente, la combusti贸n normal puede lograrse m谩s r谩pidamente con la propagaci贸n de dos frentes de llama en lugar de uno.
Las dos fuentes de ignici贸n son capaces de lograr la combusti贸n, liberaci贸n de calor y aumento de presi贸n en un per铆odo de tiempo m谩s corto. La relaci贸n aire-combustible es otro factor que afecta la velocidad de propagaci贸n de la llama en la c谩mara de combusti贸n. La velocidad m谩xima de propagaci贸n de la llama ocurre cerca de una relaci贸n aire-combustible de 0.08 y, por lo tanto, la salida de potencia m谩xima para un flujo de aire dado tender谩 a ocurrir en este valor en lugar del valor estequiom茅trico.
Dos aberraciones del proceso de combusti贸n son la preignici贸n (preignition) y la detonaci贸n (detonation). La preignici贸n es simplemente una ignici贸n prematura y propagaci贸n de la llama debido a puntos calientes en la c谩mara de combusti贸n. Varios dep贸sitos de plomo y carbono y bordes afilados en las superficies met谩licas pueden suministrar un punto de ignici贸n incandescente y comenzar una propagaci贸n de llama antes de la ignici贸n normal por chispa. Como se muestra en el gr谩fico de la figura 2.16, la preignici贸n causa un aumento prematuro de la presi贸n durante el recorrido del pist贸n.
Como resultado, las presiones y temperaturas de combusti贸n por preignici贸n exceder谩n los valores de combusti贸n normal y son muy probables que causen da帽o al motor. Debido al aumento prematuro de presi贸n hacia el final del tiempo de compresi贸n, el trabajo neto del ciclo operativo se reduce. La preignici贸n se evidencia por un aumento en la temperatura de la cabeza del cilindro (cylinder head temperature) y una ca铆da en BMEP o presi贸n de torque.
La detonaci贸n (detonation) ofrece la posibilidad de destrucci贸n inmediata de la planta de potencia. El proceso de combusti贸n normal es iniciado por chispa y comienzo de la propagaci贸n del frente de llama. A medida que el frente de llama se propaga, la presi贸n y temperatura de la c谩mara de combusti贸n 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 detonaci贸n a trav茅s de la c谩mara de combusti贸n.
El resultado es representado por el gr谩fico de la figura 2.16, donde tiene lugar un aumento agudo y explosivo en la presi贸n durante el tiempo de potencia. La detonaci贸n produce picos de presi贸n explosivos agudos muchas veces mayores que la combusti贸n normal. Los gases en explosi贸n irradian temperaturas considerables y causan temperaturas excesivas para muchas partes locales del motor. Los efectos de la detonaci贸n fuerte son tan severos que el da帽o estructural es el resultado inmediato. Un aumento r谩pido de la temperatura de la cabeza del cilindro, una ca铆da r谩pida en BMEP, y ruidos fuertes y costosos son evidencia de detonaci贸n.
La detonaci贸n no est谩 necesariamente confinada a un per铆odo despu茅s del comienzo de la propagaci贸n normal del frente de llama. Con grados extremadamente bajos de combustible, la detonaci贸n puede ocurrir antes de la ignici贸n normal. Adem谩s, las altas temperaturas y presiones causadas por la preignici贸n significar谩n que la detonaci贸n es usualmente un corolario de la preignici贸n. La detonaci贸n resulta de una combinaci贸n repentina e inestable de combustible en alguna condici贸n cr铆tica de alta temperatura y presi贸n. As铆, la detonaci贸n es m谩s probable que ocurra en cualquier condici贸n de operaci贸n que produce altas presiones y temperaturas de combusti贸n. El alto flujo de aire del motor es com煤n a una alta MAP y RPM y el motor es m谩s sensible a la regi贸n de CAT (temperatura del aire del carburador) y relaci贸n aire-combustible.
Las propiedades de detonaci贸n de un combustible est谩n determinadas por la estructura molecular b谩sica del combustible y los diversos aditivos. Las propiedades de detonaci贸n del combustible est谩n generalmente especificadas por el 铆ndice de antidetonaci贸n (antidetonation) o cualidades antidetonantes de un combustible de alta calidad pueden depender de la fuerza de la mezcla, se debe hacer provisi贸n en la clasificaci贸n de los combustibles.
As铆, un grado de combustible de 115/145 relacionar铆a una mezcla pobre antidetonaci贸n de 115 y una clasificaci贸n de mezcla rica antidetonaci贸n de 145. Una de las causas operativas m谩s comunes de detonaci贸n es la contaminaci贸n del combustible. Una contaminaci贸n extremadamente peque帽a de un combustible de alto grado con el siguiente grado m谩s bajo causar谩 una p茅rdida notable de calidad antidetonante.
Los requisitos de dosificaci贸n de combustible (fuel metering) para un motor son ilustrados por el tercer gr谩fico de la figura 2.16 el cual es una gr谩fica de relaci贸n aire-combustible versus flujo de aire del motor. El carburador debe proporcionar relaciones aire-combustible espec铆ficas a trav茅s del rango de flujos de aire del motor para acomodar cierta potencia de salida. La mayor铆a de los motores modernos equipados con control autom谩tico de mezcla (automatic mixture control) proporcionan una programaci贸n de relaci贸n aire-combustible para operaci贸n autom谩tica rica o autom谩tica pobre.
La programaci贸n autom谩tica pobre usualmente proporciona una relaci贸n aire-combustible en o cerca del valor m谩ximo de liberaci贸n 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 detonaci贸n. La programaci贸n autom谩tica rica generalmente proporcionar谩 una programaci贸n aproximada de relaci贸n de 0.08 la cual aumenta a 0.10 o 0.11 en el flujo de aire para potencia de despegue. Adem谩s, el bajo flujo de aire y la diluci贸n de la mezcla que ocurre en el rango de potencia de ralent铆 (idle) requiere enriquecimiento para una operaci贸n satisfactoria.
La programaci贸n de relaciones aire-combustible con una relaci贸n autom谩tica pobre proporcionar谩 autom谩ticamente la m谩xima econom铆a utilizable. Si hay procedimientos de empobrecimiento manual (manual leaning) aplicables, una relaci贸n aire-combustible m谩s baja puede ser necesaria para la m谩xima eficiencia posible. La potencia m谩xima continua de crucero es el l铆mite superior de potencia que puede ser utilizado para esta operaci贸n. Flujos de aire m谩s altos y una potencia m谩s alta sin un cambio de la relaci贸n aire-combustible intersectar谩n la rodilla de la envolvente de detonaci贸n.
El factor principal que relaciona la eficiencia de la operaci贸n del motor rec铆proco es el "brake specific fuel consumption" (consumo espec铆fico de combustible al freno), BSFC, o simplemente c.
Consumo espec铆fico de combustible al freno = flujo de combustible del motor / potencia al freno
c = lbs. por hora / BHP
Valores m铆nimos t铆picos para c var铆an de 0.4 a 0.6 lbs. por hr. por BHP y la mayor铆a de las plantas de potencia de aeronaves promedian 0.5. El motor turbocompuesto (turbocompound engine) es generalmente el m谩s eficiente porque los valores de c = 0.38 a 0.42. Debe notarse que los valores m铆nimos de consumo espec铆fico de combustible se obtendr谩n solo dentro del rango de operaci贸n de potencia de crucero, 30 a 60 por ciento de la potencia m谩xima de salida. Generalmente, las condiciones de consumo espec铆fico de combustible m铆nimo 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 fricci贸n 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 b谩sico es capaz de procesar aire solo por el desplazamiento de volumen b谩sico, la funci贸n 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 trav茅s de la compresi贸n. 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 presi贸n de m煤ltiple (manifold pressure) mayor que la presi贸n de entrada del sistema de inducci贸n. A medida que la altitud aumenta con acelerador a fondo y unas RPM gobernadas, el flujo de aire a trav茅s del motor se reduce y el BHP disminuye. Las primeras formas de supercargador eran de una relaci贸n de presi贸n relativamente baja y el flujo de aire y potencia a帽adidos pod铆an ser manejados a acelerador a fondo dentro de los l铆mites de detonaci贸n. Tal motor "ground boosted" (impulsado en tierra) lograr铆a una mayor potencia de salida en todas las altitudes pero un aumento en la altitud producir铆a una disminuci贸n en la presi贸n del m煤ltiple, flujo de aire y potencia de salida.
Formas m谩s avanzadas de supercargador con relaciones de presi贸n m谩s altas pueden producir un flujo de aire del motor muy grande. De hecho, el caso t铆pico de operaci贸n a baja altitud tal flujo de aire a baja altitud que la operaci贸n a acelerador a fondo no puede ser utilizada dentro de los l铆mites de detonaci贸n. La figura 2.17 ilustra este caso para una instalaci贸n t铆pica de motor de dos velocidades (two-speed engine). Al nivel del mar, la presi贸n del m煤ltiple limitante produce una cierta cantidad de BHP. La operaci贸n a acelerador a fondo en este caso no es posible. Si la detonaci贸n no fuera el problema.
En este caso la operaci贸n a acelerador a fondo no est谩 disponible debido a los l铆mites de detonaci贸n. 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 contrapresi贸n de escape (back pressure) reducida. Abrir el acelerador permite que la entrada del supercargador reciba la misma presi贸n de entrada y produzca la misma MAP. Finalmente, el aumento de altitud requerir谩 acelerador a fondo para producir la MAP constante con soplador bajo y este punto se denomina la "critical altitude" (altitud cr铆tica) o altura de "full throttle" (acelerador a fondo). Si la altitud se incrementa m谩s all谩 de la altitud cr铆tica, la MAP del motor, el flujo de aire, y el BHP disminuyen.
La altitud cr铆tica con una instalaci贸n de supercargador particular es espec铆fica para una combinaci贸n dada de MAP y RPM. Obviamente, una MAP m谩s baja podr铆a mantenerse a alguna altitud m谩s alta o una velocidad de motor m谩s baja producir铆a menos supercargador y una MAP dada requerir铆a una mayor apertura del acelerador. Generalmente, las altitudes cr铆ticas m谩s importantes ser谩n especificadas para condiciones de potencia m谩xima, nominal y m谩xima de crucero.
Un cambio del soplador a una alta velocidad proporcionar谩 mayor supercargador y requerir谩 m谩s potencia de eje e incurrir谩 en un mayor aumento de temperatura. As铆, la alta velocidad del soplador puede producir un aumento en el rendimiento en altitud dentro de las limitaciones de detonaci贸n. La variaci贸n de BHP con la altitud para el soplador a alta velocidad muestra un aumento en la altitud cr铆tica y mayor BHP que el que se puede obtener en el soplador bajo. La operaci贸n por debajo de la altitud cr铆tica del soplador alto requiere alguna limitaci贸n de la presi贸n del m煤ltiple para permanecer dentro de los l铆mites de detonaci贸n.
Es evidente que el cambio a soplador alto no se requiere justo pasado el soplador bajo altitud cr铆tica pero en el punto donde la transici贸n de soplador bajo, acelerador a fondo a soplador alto, l铆mite de MAP producir谩 mayor BHP. Por supuesto, si la velocidad del soplador se incrementa sin reducir la apertura del acelerador, puede ocurrir un "overboost" (sobrepresi贸n).
Dado que los gases de escape tienen una energ铆a 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 cr铆tica para el turbosupercargador est谩 usualmente definida por la altitud que produce la velocidad l铆mite de la turbina de escape.
El consumo espec铆fico de combustible m铆nimo del motor supercargado no se ve muy afectado por altitudes menores que la altitud cr铆tica. En la condici贸n de potencia de crucero m谩xima, el consumo espec铆fico de combustible disminuir谩 ligeramente con un aumento en la altitud hasta la altitud cr铆tica. Por encima de la altitud cr铆tica, la potencia m谩xima de crucero no puede mantenerse pero el consumo espec铆fico 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 caracter铆stica operativa del motor rec铆proco es claramente diferente de la del turborreactor (turbojet). Water vapor (Vapor de agua) en el aire causar谩 una reducci贸n significativa en la potencia de salida del motor rec铆proco pero una p茅rdida de empuje (thrust) despreciable para el motor turborreactor. Esta diferencia b谩sica existe porque el motor rec铆proco opera con un desplazamiento fijo y todo el aire procesado est谩 directamente asociado con el proceso de combusti贸n. Si el vapor de agua entra al sistema de inducci贸n del motor rec铆proco, la cantidad de aire disponible para la combusti贸n se reduce y, dado que la mayor铆a de los carburadores no distinguen el vapor de agua del aire, tiene lugar un enriquecimiento de la relaci贸n aire-combustible.
La salida de potencia m谩xima en el despegue requiere relaciones aire-combustible m谩s ricas que aquellas para m谩xima liberaci贸n de calor, por lo que un enriquecimiento adicional tendr谩 lugar con la subsecuente p茅rdida de potencia. El motor turborreactor opera con tal gran exceso de aire que el proceso de combusti贸n esencialmente no se ve afectado y la reducci贸n del flujo de masa de aire es la consideraci贸n principal.
Como ejemplo, condiciones extremas que producir铆an alta humedad espec铆fica pueden causar una p茅rdida del 3 por ciento de empuje para un turborreactor pero una p茅rdida del 12 por ciento de BHP para un motor rec铆proco. La contabilidad adecuada de la p茅rdida debido a la humedad es esencial en la operaci贸n del motor rec铆proco.
OPERATING LIMITATIONS / LIMITACIONES OPERATIVAS
Los motores rec铆procos han alcanzado un gran grado de refinamiento y desarrollo y son uno de los tipos de plantas de potencia (powerplants) de aeronaves m谩s confiables. Sin embargo, la operaci贸n confiable del motor rec铆proco se obtiene solo mediante la estricta adherencia a las limitaciones operativas espec铆ficas.
Las limitaciones operativas m谩s importantes del motor rec铆proco son aquellas proporcionadas para asegurar que la detonaci贸n y la preignici贸n no tengan lugar. El piloto debe asegurarse de que se utilicen los grados de combustible adecuados y que los l铆mites de MAP (presi贸n del m煤ltiple), BMEP (presi贸n media efectiva al freno), RPM, CAT (temperatura del aire del carburador), etc., no sean excedidos. Dado que...
[...la] detonaci贸n fuerte o preignici贸n es com煤n al alto flujo de aire en potencia m谩xima, la probabilidad m谩s probable de detonaci贸n o preignici贸n es en el despegue. Con el fin de suprimir la detonaci贸n o permitir mayor potencia para el despegue, a menudo se utiliza la inyecci贸n de agua (water injection) en el motor rec铆proco. En ajustes de alta potencia, la inyecci贸n de la mezcla de agua-alcohol puede reemplazar el exceso de combustible requerido para suprimir la detonaci贸n, y por la mejor relaci贸n aire-combustible obtenida hacia el valor para la m谩xima liberaci贸n de calor.
As铆, un aumento en la potencia ser谩 utilizado para producir potencia adicional. El fluido de inyecci贸n requerir谩 proporciones de alcohol y agua bastante diferentes del fluido de inyecci贸n para el aumento de empuje del motor a reacci贸n. Dado que se desea el empobrecimiento (derichment) de la relaci贸n aire-combustible, la inyecci贸n antidetonante (ADI) contendr谩 alcohol en cantidades para prevenir que el fluido residual ensucie la tuber铆a.
Cuando los grados de combustible son alterados durante la operaci贸n 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 m谩xima para el despegue y la potencia m谩xima de crucero ya que ambas condiciones operativas est谩n cerca de la envolvente de detonaci贸n. Adem谩s, cuando el grado m谩s alto de combustible vuelve a estar disponible, los l铆mites operativos m谩s altos no pueden ser utilizados hasta que sea seguro que no existe contaminaci贸n del combustible de grado inferior que queda en los tanques.
El empastado de las buj铆as (spark plug fouling) puede proporcionar ciertos l铆mites altos as铆 como bajos de temperaturas operativas. Cuando se encuentran temperaturas operativas excesivamente bajas, tendr谩 lugar un r谩pido empastado por carb贸n de las buj铆as. Por otro lado, temperaturas operativas excesivamente altas producir谩n empastado de buj铆as por dep贸sitos de bromuro de plomo de los aditivos del combustible.
Generalmente, los per铆odos limitados de tiempo en varios ajustes de alta potencia se establecen para minimizar la acumulaci贸n de altas tasas de desgaste y da帽o por fatiga. Al minimizar la cantidad de tiempo total gastado en ajustes de alta potencia, se puede lograr una mayor vida 煤til de overhaul (revisi贸n general) de la planta de potencia. Esto no debe implicar que la clasificaci贸n de despegue del motor no deba ser utilizada. En realidad, el uso de la potencia m谩xima completa en el despegue acumular谩 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 m谩s severa de desgaste y da帽o por fatiga ocurre a altas RPM y baja MAP. Las altas RPM producen altas cargas centr铆fugas y cargas de inercia rec铆procas. Cuando las grandes cargas de inercia rec铆procas no son amortiguadas por altas presiones de compresi贸n, se pueden producir cargas resultantes cr铆ticas. Por lo tanto, el tiempo de operaci贸n a m谩ximas RPM y MAP debe mantenerse al m铆nimo y la operaci贸n a m谩ximas RPM y baja MAP debe ser evitada.
AIRCRAFT PROPELLERS / H脡LICES DE AERONAVES
La h茅lice de la aeronave funciona para convertir la potencia al eje (shaft horsepower) de la planta de potencia en potencia propulsora (propulsive horsepower). Los principios b谩sicos de propulsi贸n se aplican a la h茅lice en el sentido de que el empuje (thrust) es producido proporcionando a la corriente de aire un cambio de momento (momentum change). La h茅lice logra una alta eficiencia propulsiva procesando un flujo de masa de aire relativamente grande e impartiendo un cambio de velocidad relativamente peque帽o. El cambio de momento creado por la h茅lice se muestra en la ilustraci贸n de la figura 2.18.
La acci贸n de la h茅lice puede ser idealizada asumiendo que el disco de la h茅lice 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 h茅lice indica l铆neas de corriente convergentes con un aumento en la velocidad y ca铆da en la presi贸n. Las l铆neas de corriente convergentes que salen del disco indican una ca铆da en la presi贸n y un aumento en la velocidad detr谩s de la h茅lice. El cambio de presi贸n a trav茅s del disco resulta de la distribuci贸n del empuje sobre el 谩rea del disco de la h茅lice.
En este disco de h茅lice idealizado, la diferencia de presi贸n est谩 distribuida uniformemente sobre el 谩rea del disco, pero el caso real es bastante diferente a esto.
La velocidad final de la estela de la h茅lice (propeller slipstream), V2, se logra a cierta distancia detr谩s de la h茅lice. Debido a la naturaleza del patr贸n de flujo producido por la h茅lice, la mitad del cambio de velocidad total se produce cuando el flujo alcanza el disco de la h茅lice. Si el aumento completo de velocidad asciende a 2a, la velocidad de flujo en el disco de la h茅lice ha aumentado en la cantidad a a la velocidad de vuelo V. La eficiencia propulsiva (propulsive efficiency), np, de la h茅lice ideal podr铆a expresarse mediante la siguiente relaci贸n:
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 h茅lice, 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 id茅ntica a la del turborreactor:
np = 2 / (1 + (V2 / V1))
As铆, existe la misma relaci贸n que con el motor turborreactor en que la alta eficiencia se desarrolla produciendo empuje con el flujo de masa m谩s alto posible y el cambio de velocidad m谩s peque帽o necesario.
La h茅lice real debe ser evaluada en un sentido m谩s exacto para apreciar el efecto de la carga del disco no uniforme, la resistencia aerodin谩mica (drag) de la pala de la h茅lice, fuerzas de interferencia, flujo de interferencia entre palas, etc. Con estas diferencias respecto al disco ideal, es m谩s apropiado definir la eficiencia de la h茅lice 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 h茅lice
T = empuje de la h茅lice (propeller thrust)
V = velocidad de vuelo, nudos
BHP = brake horsepower (caballos de fuerza al freno) aplicados a la h茅lice
Muchos factores diferentes gobiernan la eficiencia de una h茅lice. Generalmente, una h茅lice de gran di谩metro favorece una alta eficiencia de la h茅lice desde el punto de vista del gran flujo de masa. Sin embargo, un poderoso efecto adverso sobre la eficiencia de la h茅lice es producido por altas velocidades de punta (tip speeds) y efectos de compresibilidad. Por supuesto, h茅lices de di谩metro peque帽o favorecen velocidades de punta bajas. Adem谩s, la h茅lice 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 h茅lice dada, la figura 2.18 ilustra la distribuci贸n de la velocidad rotativa a lo largo de la pala de la h茅lice giratoria. Estas velocidades rotativas se suman a las velocidades de flujo de entrada locales para producir una variaci贸n de la velocidad resultante y direcci贸n a lo largo de la pala. La distribuci贸n t铆pica del empuje a lo largo de la pala de la h茅lice se muestra con el empuje predominante siendo localizado en las porciones exteriores de la pala. Note que la h茅lice que produce empuje desarrolla un v贸rtice de punta (tip vortex) similar al v贸rtice productor de sustentaci贸n del ala. Evidencia de este v贸rtice puede verse por el fen贸meno de condensaci贸n que ocurre en esta ubicaci贸n bajo ciertas condiciones atmosf茅ricas.
Las velocidades componentes en una secci贸n 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 rotaci贸n para producir una inclinaci贸n del viento resultante con respecto al plano de rotaci贸n. Esta inclinaci贸n se denomina phi, el 谩ngulo de paso efectivo (effective pitch angle), y es una funci贸n de alguna proporci贸n de la velocidad de vuelo, V, y la velocidad debida a la rotaci贸n la cual es pi(n)(D) en la punta. Las proporciones de estos t茅rminos describen la "relaci贸n de avance" (advance ratio), J.
J = V / nD
Donde:
J = relaci贸n de avance de la h茅lice
V = velocidad de vuelo, pies por seg.
n = velocidad rotativa de la h茅lice, revoluciones por seg.
D = di谩metro de la h茅lice, pies.
El 谩ngulo de la pala de la h茅lice (propeller blade angle), beta, var铆a 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 谩ngulo de paso efectivo, phi, y el 谩ngulo de la pala, beta, determina un 谩ngulo de ataque efectivo para la secci贸n de la pala de la h茅lice. Dado que el 谩ngulo de ataque es el factor principal que afecta la eficiencia de una secci贸n de perfil aerodin谩mico, es razonable hacer la analog铆a de que la relaci贸n de avance, J, y el 谩ngulo de la pala, beta, son los factores principales que afectan la eficiencia de la h茅lice.
El rendimiento de una h茅lice est谩 tipificado por el gr谩fico de la figura 2.19 el cual ilustra la variaci贸n de la eficiencia de la h茅lice, np, con la relaci贸n de avance, J, para varios valores de 谩ngulo 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 h茅lice de paso fijo (fixed pitch propeller) puede ser seleccionada para proporcionar un rendimiento adecuado en un rango estrecho de relaci贸n de avance pero la eficiencia sufrir铆a considerablemente fuera de este rango.
Con el fin de proporcionar una alta eficiencia de h茅lice a trav茅s de un amplio rango de operaci贸n, el 谩ngulo de la pala de la h茅lice debe ser controlable. El medio m谩s conveniente de controlar la h茅lice es mediante un aparato de velocidad constante (constant speed governing apparatus). La caracter铆stica de gobierno de velocidad constante es favorable desde el punto de vista de la operaci贸n del motor en que la salida del motor y la eficiencia son controladas positivamente y la combinaci贸n de gobierno de motor-h茅lice permitir谩 la operaci贸n a trav茅s de un amplio rango de potencia y velocidad mientras se mantiene una operaci贸n eficiente.
Si la envolvente de m谩xima eficiencia de la h茅lice est谩 disponible, los caballos de fuerza propulsivos disponibles aparecer谩n como se muestra en el segundo gr谩fico de la figura 2.19. La potencia propulsiva disponible, Pa, es el producto de la eficiencia de la h茅lice y los caballos de fuerza al eje aplicados.
Pa = (np) (BHP)
Las h茅lices utilizadas en la mayor铆a de los motores rec铆procos grandes derivan eficiencias pico de h茅lice del orden de np = 0.85 a 0.88. Por supuesto, los valores pico est谩n dise帽ados para ocurrir en alguna condici贸n de dise帽o espec铆fica. Por ejemplo, la selecci贸n de una h茅lice para un transporte de largo alcance requerir铆a el emparejamiento de la combinaci贸n motor-h茅lice para una eficiencia pico en la condici贸n de crucero. Por otro lado, la selecci贸n de una h茅lice para un avi贸n de tipo utilitario o de enlace requerir铆a el emparejamiento de la combinaci贸n motor-h茅lice 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 aplicaci贸n de h茅lices de aeronaves. En el evento de un mal funcionamiento o falla de la planta de potencia, se debe hacer provisi贸n para perfilar aerodin谩micamente las palas de la h茅lice y reducir la resistencia aerodin谩mica (drag) para que el vuelo pueda continuarse con los motores restantes en operaci贸n. Esto se logra mediante el "embanderamiento" (feathering) de las palas de la h茅lice lo cual detiene la rotaci贸n e incurre en un m铆nimo de resistencia para el motor inoperativo.
La necesidad del embanderamiento se ilustra en la figura 2.19 mediante el cambio en 谩rea par谩sita equivalente, delta-f, con el 谩ngulo de la pala de la h茅lice, beta, de una instalaci贸n t铆pica. Cuando la pala de la h茅lice est谩 en la posici贸n embanderada, el cambio en la resistencia par谩sita es m铆nimo y, en el caso de una aeronave t铆pica multi-motor, la resistencia par谩sita a帽adida de una h茅lice embanderada simple es una contribuci贸n relativamente peque帽a a la resistencia total del avi贸n.
En 谩ngulos de pala m谩s peque帽os cerca de la posici贸n de paso plano (flat pitch), la resistencia a帽adida por la h茅lice es muy grande. En estos 谩ngulos de pala peque帽os, la h茅lice en "molinete" (windmilling) a altas RPM puede crear una cantidad tan tremenda de resistencia que el avi贸n puede ser incontrolable. La h茅lice en molinete a alta velocidad en el rango bajo de 谩ngulos de pala puede producir un aumento en la resistencia par谩sita que puede ser tan grande como la resistencia par谩sita del avi贸n b谩sico. Una indicaci贸n de esta poderosa resistencia es vista por el helic贸ptero en autorrotaci贸n.
El rotor en molinete es capaz de producir tasas de descenso de autorrotaci贸n que se aproximan a las de una carga de 谩rea de paraca铆das id茅ntica. As铆, la h茅lice en molinete a alta velocidad y 谩ngulo de pala peque帽o puede producir un coeficiente de resistencia efectivo del 谩rea del disco que se compara con el de un paraca铆das. La resistencia y momento de gui帽ada (yawing moment) causado por la p茅rdida de potencia a alta velocidad motor-h茅lice es considerable y el desplazamiento transitorio de gui帽ada de la aeronave puede producir cargas cr铆ticas para la cola vertical. Por esta raz贸n, el embanderamiento autom谩tico puede ser una necesidad m谩s que un lujo.
La gran resistencia que puede ser producida por la h茅lice giratoria puede ser utilizada para mejorar el rendimiento de frenado del avi贸n. La rotaci贸n de la pala de la h茅lice a peque帽os 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 h茅lice es bastante alta a bajas velocidades, se puede proporcionar una desaceleraci贸n muy alta solo mediante el empuje inverso.
Las limitaciones operativas de la h茅lice est谩n estrechamente asociadas con las de la planta de potencia. Las condiciones de sobre-velocidad (overspeed) son cr铆ticas debido a las grandes cargas centr铆fugas y momentos de torsi贸n de la pala producidos por una velocidad rotativa excesiva. Adem谩s, las palas de la h茅lice tendr谩n varios modos vibratorios y ciertas limitaciones operativas pueden ser necesarias para prevenir condiciones de resonancia excitantes.
OPERATING LIMITATIONS / LIMITACIONES OPERATIVAS
Los motores rec铆procos han alcanzado un gran grado de refinamiento y desarrollo y son uno de los tipos de plantas de potencia de aeronaves m谩s confiables. Sin embargo, la operaci贸n confiable del motor rec铆proco se obtiene solo mediante la estricta adherencia a las limitaciones operativas espec铆ficas.
Las limitaciones operativas m谩s importantes del motor rec铆proco son aquellas proporcionadas para asegurar que la detonaci贸n y la preignici贸n no tengan lugar. El piloto debe asegurarse de que se utilicen los grados de combustible adecuados y que los l铆mites de MAP (presi贸n del m煤ltiple), BMEP (presi贸n media efectiva al freno), RPM, CAT (temperatura del aire del carburador), etc., no sean excedidos.
Puesto que... [la] fuerte detonaci贸n o preignici贸n es com煤n al alto flujo de aire en potencia m谩xima, la probabilidad m谩s probable de detonaci贸n o preignici贸n es en el despegue. Con el fin de suprimir la detonaci贸n o permitir mayor potencia para el despegue, a menudo se utiliza la inyecci贸n de agua (water injection) en el motor rec铆proco. En ajustes de alta potencia, la inyecci贸n de la mezcla de agua-alcohol puede reemplazar el exceso de combustible requerido para suprimir la detonaci贸n, y el empobrecimiento (derichment) hacia el valor para la m谩xima liberaci贸n de calor reducir谩 la relaci贸n combustible-aire.
En algunas instancias, una presi贸n de m煤ltiple m谩s alta puede ser utilizada para producir potencia adicional. El fluido de inyecci贸n requerir谩 proporciones de alcohol y agua bastante diferentes del fluido de inyecci贸n para el aumento de empuje del motor a reacci贸n. Dado que se desea el empobrecimiento de la relaci贸n aire-combustible, la inyecci贸n antidetonante (ADI) contendr谩 alcohol en cantidades para prevenir que el fluido residual ensucie la tuber铆a.
Cuando los grados de combustible son alterados durante la operaci贸n 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 m谩xima para el despegue y la potencia m谩xima de crucero ya que ambas condiciones operativas est谩n cerca de la envolvente de detonaci贸n. Adem谩s, cuando el grado m谩s alto de combustible vuelve a estar disponible, los l铆mites operativos m谩s altos no pueden ser utilizados hasta que sea seguro que no existe contaminaci贸n del combustible de grado inferior que queda en los tanques.
El empastado de las buj铆as (spark plug fouling) puede proporcionar ciertos l铆mites altos as铆 como bajos de temperaturas operativas. Cuando se encuentran temperaturas operativas excesivamente bajas, tendr谩 lugar un r谩pido empastado por carb贸n de las buj铆as. Por otro lado, temperaturas operativas excesivamente altas producir谩n empastado de buj铆as por dep贸sitos de bromuro de plomo de los aditivos del combustible.
Generalmente, los per铆odos limitados de tiempo en varios ajustes de alta potencia se establecen para minimizar la acumulaci贸n de altas tasas de desgaste y da帽o por fatiga.
[...y da帽o por fatiga]. Al minimizar la cantidad de tiempo total gastado en ajustes de alta potencia, se puede lograr una mayor vida 煤til de overhaul (revisi贸n general) de la planta de potencia. Esto no debe implicar que la clasificaci贸n de despegue del motor no deba ser utilizada. En realidad, el uso de la potencia m谩xima completa en el despegue acumular谩 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 m谩s severa de desgaste y da帽o por fatiga ocurre a altas RPM y baja MAP. Las altas RPM producen altas cargas centr铆fugas y cargas de inercia rec铆procas. Cuando las grandes cargas de inercia rec铆procas no son amortiguadas por altas presiones de compresi贸n, se pueden producir cargas resultantes cr铆ticas. Por lo tanto, el tiempo de operaci贸n a m谩ximas RPM y MAP debe mantenerse al m铆nimo y la operaci贸n a m谩ximas RPM y baja MAP debe ser evitada.
AIRCRAFT PROPELLERS / H脡LICES DE AERONAVE
La h茅lice de la aeronave funciona para convertir la potencia al eje (shaft horsepower) de la planta de potencia en potencia propulsiva (propulsive horsepower). Los principios b谩sicos de la propulsi贸n aplican a la h茅lice en el sentido de que el empuje (thrust) es producido proporcionando a la corriente de aire un cambio de momento (momentum change). La h茅lice logra una alta eficiencia propulsiva procesando un flujo de masa de aire relativamente grande e impartiendo un cambio de velocidad relativamente peque帽o. El cambio de momento creado por la h茅lice se muestra en la ilustraci贸n de la figura 2.18.
La acci贸n de la h茅lice puede ser idealizada asumiendo que la h茅lice 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 h茅lice indica l铆neas de corriente convergentes con un aumento en velocidad y ca铆da en presi贸n. Las l铆neas de corriente convergentes dejando el disco indican una ca铆da en presi贸n y aumento en velocidad detr谩s de la h茅lice. El cambio de presi贸n a trav茅s del disco resulta de la distribuci贸n de empuje sobre el 谩rea del disco de la h茅lice. En este disco de h茅lice idealizado, la diferencia de presi贸n est谩 uniformemente distribuida sobre el 谩rea del disco pero el caso real es bastante diferente de esto.
La velocidad final de la estela de la h茅lice (propeller slipstream), V2, se logra a alguna distancia detr谩s de la h茅lice. Debido a la naturaleza del patr贸n de flujo producido por la h茅lice, la mitad del cambio de velocidad total es producido a medida que el flujo alcanza el disco de la h茅lice. Si el aumento de velocidad total asciende a 2a, la velocidad de flujo en el disco de la h茅lice se ha incrementado por la cantidad a a la velocidad V+a. La eficiencia propulsiva (propulsive efficiency), np, de la h茅lice ideal podr铆a expresarse por la siguiente relaci贸n:
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 h茅lice, 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 id茅ntica a la del turborreactor:
np = 2 / (1 + (V2/V1))
As铆, existe la misma relaci贸n que con el motor turborreactor en que la alta eficiencia se desarrolla produciendo empuje con el flujo de masa m谩s alto posible y el cambio de velocidad m谩s peque帽o necesario.
La h茅lice actual debe ser evaluada en un sentido m谩s exacto para apreciar el efecto de la carga del disco no uniforme, resistencia de la pala de la h茅lice (propeller blade drag), fuerzas de interferencia, flujo de interferencia entre palas, etc. Con estas diferencias del disco ideales m谩s apropiado definir la eficiencia de la h茅lice de la siguiente manera:
np = potencia propulsiva de salida / potencia al eje de entrada
np = (T)(V) / 325 BHP
Donde:
np = eficiencia de la h茅lice
T = empuje de la h茅lice (propeller thrust)
V = velocidad de vuelo, nudos
BHP = potencia al freno (brake horsepower) aplicada a la h茅lice
Muchos factores diferentes gobiernan la eficiencia de una h茅lice. Generalmente, una h茅lice de gran di谩metro favorece una alta eficiencia de la h茅lice desde el punto de vista del gran flujo de masa. Sin embargo, un poderoso efecto adverso en la eficiencia de la h茅lice es producido por altas velocidades de punta (tip speeds) y efectos de compresibilidad. Por supuesto, h茅lices de di谩metro peque帽o favorecen velocidades de punta bajas. Adem谩s, la h茅lice 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 h茅lice dada, la figura 2.18 ilustra la distribuci贸n de velocidad rotativa a lo largo de la pala de la h茅lice rotatoria. Estas velocidades rotativas se suman a las velocidades de flujo de entrada locales para producir una variaci贸n de velocidad resultante y direcci贸n a lo largo de la pala. La distribuci贸n t铆pica de empuje a lo largo de la pala de la h茅lice se muestra con el empuje predominante siendo localizado en las porciones exteriores de la pala. Note que la secci贸n de la h茅lice produciendo empuje desarrolla un v贸rtice de punta (tip vortex) similar al v贸rtice de producci贸n de sustentaci贸n del ala. Evidencia de este v贸rtice puede ser vista por el fen贸meno de condensaci贸n ocurriendo en esta ubicaci贸n bajo ciertas condiciones atmosf茅ricas.
Las velocidades componentes en una secci贸n 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 rotaci贸n para producir una inclinaci贸n del viento resultante con respecto al plano de rotaci贸n. Esta inclinaci贸n se denomina phi, el 谩ngulo de paso efectivo (effective pitch angle), y es una funci贸n de alguna proporci贸n de la velocidad de vuelo, V, y la velocidad debida a la rotaci贸n la cual es pi nD en la punta. Las proporciones de estos t茅rminos describen la "relaci贸n de avance" (advance ratio), J.
J = V / nD
Donde:
J = relaci贸n de avance de la h茅lice
V = velocidad de vuelo, pies por seg.
n = velocidad rotativa de la h茅lice, revoluciones por seg.
D = di谩metro de la h茅lice, pies.
El 谩ngulo de la pala de la h茅lice (propeller blade angle), beta, var铆a 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 谩ngulo de paso efectivo, phi, y el 谩ngulo de la pala, beta, determina un 谩ngulo de ataque efectivo para la secci贸n de la pala de la h茅lice. Dado que el 谩ngulo de ataque es el factor principal afectando la eficiencia de una secci贸n de perfil aerodin谩mico, es razonable hacer la analog铆a que la relaci贸n de avance, J, y el 谩ngulo de la pala, beta, son los factores principales afectando la eficiencia de la h茅lice. El rendimiento de una h茅lice es tipificado por el gr谩fico de la figura 2.19 el cual ilustra la variaci贸n de eficiencia de la h茅lice, np, con la relaci贸n de avance, J, para varios valores de 谩ngulo 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 h茅lice de paso fijo (fixed pitch propeller) puede ser seleccionada para proporcionar rendimiento adecuado en un rango estrecho de relaci贸n de avance pero la eficiencia sufrir铆a considerablemente fuera de este rango.
Con el fin de proporcionar alta eficiencia de h茅lice a trav茅s de un amplio rango de operaci贸n, el 谩ngulo de la pala de la h茅lice debe ser controlable. El medio m谩s conveniente de controlar la h茅lice es por un aparato de gobierno de velocidad constante (constant speed governing apparatus). La caracter铆stica de gobierno de velocidad constante es favorable desde el punto de vista de la operaci贸n del motor en que la salida del motor y eficiencia es positivamente controlada y gobernada.
El gobierno de la combinaci贸n motor-h茅lice permitir谩 la operaci贸n a trav茅s de un amplio rango de potencia y velocidad mientras mantiene una operaci贸n eficiente.
Si la envolvente de m谩xima eficiencia de la h茅lice est谩 disponible, la potencia propulsiva disponible aparecer谩 como se muestra en el segundo gr谩fico de la figura 2.19. La potencia propulsiva disponible, Pa, es el producto de la eficiencia de la h茅lice y la potencia al eje aplicada.
Pa = (TV) / 325
Pa = (np) (BHP)
Las h茅lices usadas en la mayor铆a de los motores rec铆procos grandes derivan eficiencias pico de h茅lice del orden de np = 0.85 a 0.88. Por supuesto, los valores pico est谩n dise帽ados para ocurrir en alguna condici贸n de dise帽o espec铆fica. Por ejemplo, la selecci贸n de una h茅lice para un transporte de largo alcance requerir铆a emparejamiento de la combinaci贸n motor-h茅lice para eficiencia pico en condici贸n de crucero. Por otro lado, la selecci贸n de una h茅lice para un avi贸n de tipo utilitario o de enlace requerir铆a emparejamiento de la combinaci贸n motor-h茅lice 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 aplicaci贸n de h茅lices de aeronaves. En el evento de un mal funcionamiento o falla de la planta de potencia, provisi贸n debe ser hecha para perfilar las palas de la h茅lice 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 h茅lice lo cual detiene la rotaci贸n e incurre en un m铆nimo de resistencia para el motor inoperativo.
La necesidad para el embanderamiento es ilustrada en la figura 2.19 por el cambio en 谩rea par谩sita equivalente, delta f, con el 谩ngulo de pala de la h茅lice, beta, de una instalaci贸n t铆pica. Cuando la pala de la h茅lice est谩 en la posici贸n embanderada, el cambio en resistencia par谩sita es m铆nimo y, en el caso de una aeronave t铆pica multi-motor, la resistencia par谩sita a帽adida de una h茅lice embanderada simple es una contribuci贸n relativamente peque帽a a la resistencia total del avi贸n.
En 谩ngulos de pala m谩s peque帽os cerca de la posici贸n de paso plano (flat pitch), la resistencia a帽adida por la h茅lice es muy grande. En estos 谩ngulos de pala peque帽os, la h茅lice en "molinete" (windmilling) a altas RPM puede crear una cantidad tan tremenda de resistencia que el avi贸n puede ser incontrolable. La h茅lice en molinete a alta velocidad en el rango bajo de 谩ngulos de pala puede producir un incremento en resistencia par谩sita que puede ser tan grande como la resistencia par谩sita del avi贸n b谩sico. Una indicaci贸n de esta poderosa resistencia es vista por el helic贸ptero en autorrotaci贸n. El rotor en molinete es capaz de producir tasas de descenso de autorrotaci贸n comparables con las de una carga de 谩rea de disco de paraca铆das id茅ntica. As铆, la h茅lice en molinete a alta velocidad y peque帽o 谩ngulo de pala puede producir un coeficiente de resistencia efectivo del 谩rea del disco el cual se compara con el de un dosel de paraca铆das. La resistencia y momento de gui帽ada (yawing moment) causado por p茅rdida de potencia a alta velocidad motor-h茅lice es considerable y el desplazamiento transitorio de gui帽ada de la aeronave puede producir cargas cr铆ticas para la cola vertical. Por esta raz贸n, el embanderamiento autom谩tico puede ser una necesidad m谩s que un lujo.
La gran resistencia la cual puede ser producida por la h茅lice rotatoria puede ser utilizada para mejorar el rendimiento de frenado del avi贸n. Rotaci贸n de la pala de la h茅lice a peque帽os 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 h茅lice es bastante alta a bajas velocidades, muy alta desaceleraci贸n puede ser provista solo por empuje inverso.
Las limitaciones operativas de la h茅lice est谩n cercanamente asociadas con aquellas de la planta de potencia. Condiciones de sobre-velocidad (overspeed) son cr铆ticas a causa de las grandes cargas centr铆fugas y momentos de torsi贸n de la pala producidos por una excesiva velocidad rotativa. Adem谩s, las palas de la h茅lice tendr谩n varios modos vibratorios y ciertas limitaciones operativas pueden ser necesarias para prevenir condiciones resonantes excitantes.
OPERATING LIMITATIONS / LIMITACIONES OPERATIVAS
Los motores rec铆procos han alcanzado un gran grado de refinamiento y desarrollo y son uno de los tipos de plantas de potencia de aeronaves m谩s confiables. Sin embargo, operaci贸n confiable del motor rec铆proco es obtenida solo por estricta adherencia a las limitaciones operativas espec铆ficas.
Las limitaciones operativas m谩s importantes del motor rec铆proco son aquellas provistas para asegurar que la detonaci贸n y preignici贸n no tomen lugar. El piloto debe asegurar que grados de combustible apropiados son usados y que los l铆mites de MAP, BMEP, RPM, CAT, etc., no son excedidos. Dado que. fuerte detonaci贸n o preignici贸n es com煤n al alto flujo de aire en potencia m谩xima, la probabilidad m谩s probable de detonaci贸n o preignici贸n es en el despegue. Con el fin de suprimir detonaci贸n o permitir mayor potencia para despegue, inyecci贸n de agua (water injection) es a menudo usada en el motor rec铆proco.
En ajustes de alta potencia, la inyecci贸n de la mezcla agua-alcohol puede reemplazar el exceso de combustible requerido para suprimir detonaci贸n, y el empobrecimiento (derichment) hacia el valor para m谩xima liberaci贸n de calor reducir谩 la relaci贸n combustible-aire. En algunas instancias, una presi贸n de m煤ltiple m谩s alta puede ser utilizada para producir potencia adicional. El fluido de inyecci贸n requerir谩 proporciones de alcohol y agua bastante diferentes del fluido de inyecci贸n para aumento de empuje del motor jet. Dado que el empobrecimiento de la relaci贸n combustible-aire es deseado, la inyecci贸n anti-detonante (ADI) contendr谩 alcohol en cantidades para prevenir que el fluido residual ensucie la tuber铆a.
Cuando los grados de combustible son alterados durante la operaci贸n 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 m谩xima para despegue y la potencia m谩xima de crucero dado que ambas de estas condiciones operativas est谩n cerca de la envolvente de detonaci贸n. Adem谩s, cuando el grado de combustible m谩s alto se vuelve disponible, los l铆mites operativos m谩s altos no pueden ser usados hasta que es seguro que no existe contaminaci贸n del combustible de grado inferior remanente en los tanques.
El empastado de buj铆as (spark plug fouling) puede proveer ciertos l铆mites altos as铆 como bajos de temperaturas operativas. Cuando temperaturas operativas excesivamente bajas son encontradas, empastado r谩pido por carb贸n de las buj铆as tomar谩 lugar. Por otro lado, temperaturas operativas excesivamente altas producir谩n empastado de buj铆as por dep贸sitos de bromuro de plomo de los aditivos del combustible.
Generalmente, los per铆odos limitados de tiempo en varios ajustes de alta potencia son establecidos para minimizar la acumulaci贸n de altas tasas de desgaste y da帽o por fatiga. Minimizando la cantidad de tiempo total gastado en ajustes de alta potencia, mayor vida de revisi贸n general (overhaul life) de la planta de potencia puede ser lograda. Esto no deber铆a implicar que la clasificaci贸n de despegue del motor no deber铆a ser usada. Realmente, el uso de la potencia m谩xima completa en despegue acumular谩 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 m谩s severa de desgaste y da帽o por fatiga ocurre a altas RPM y baja MAP. Altas RPM producen altas cargas centr铆fugas y cargas de inercia rec铆procas. Cuando las grandes cargas de inercia rec铆procas no son amortiguadas por altas presiones de compresi贸n, cargas resultantes cr铆ticas pueden ser producidas. As铆, tiempo de operaci贸n a m谩ximas RPM y MAP debe ser mantenido a un m铆nimo y operaci贸n a m谩ximas RPM y baja MAP debe ser evitada.
ITEMS OF AIRPLANE PERFORMANCE / ELEMENTOS DEL RENDIMIENTO DEL AVI脫N
Los varios elementos del rendimiento del avi贸n resultan de la combinaci贸n de caracter铆sticas del avi贸n y la planta de potencia. Las caracter铆sticas aerodin谩micas del avi贸n definen generalmente los requisitos de potencia y empuje a varias condiciones de vuelo mientras las caracter铆sticas de la planta de potencia generalmente definen la potencia y empuje disponible a varias condiciones de vuelo. El emparejamiento de la configuraci贸n aerodin谩mica con la planta de potencia ser谩 logrado para proveer rendimiento m谩ximo en la condici贸n de dise帽o espec铆fica, e.g., rango, resistencia, ascenso, etc.
STRAIGHT AND LEVEL FLIGHT / VUELO RECTO Y NIVELADO
Cuando el avi贸n est谩 en vuelo estable y nivelado, la condici贸n de equilibrio debe prevalecer. La condici贸n de vuelo no acelerada es lograda con el avi贸n compensado para que la sustentaci贸n sea igual al peso y la resistencia del avi贸n. En ciertas condiciones de rendimiento del avi贸n es conveniente considerar los requisitos del avi贸n por el empuje requerido (thrust required) (o resistencia) mientras en otros casos es m谩s aplicable considerar el requisito por potencia requerida (power required). Generalmente, el avi贸n jet requerir谩 consideraci贸n del empuje requerido y el avi贸n de h茅lice requerir谩 consideraci贸n de la potencia requerida. Por lo tanto, el avi贸n en vuelo estable nivelado requerir谩 sustentaci贸n igual a peso y empuje disponible igual a empuje requerido (resistencia) o potencia disponible igual a potencia requerida.
La variaci贸n de potencia requerida y empuje requerido con velocidad es ilustrada en la figura 2.20. Cada curva espec铆fica de potencia o empuje requerido es v谩lida para una configuraci贸n aerodin谩mica particular a un peso y altitud dados. Estas curvas definen la potencia o empuje requerido para lograr equilibrio, sustentaci贸n 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 avi贸n 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 tambi茅n requerir铆a un cambio en 谩ngulo de ataque para mantener una sustentaci贸n constante igual al peso del avi贸n. Similarmente, establecer velocidad y lograr equilibrio en el punto C requerir谩 un 谩ngulo de ataque particular y empuje o potencia de planta de potencia. En este caso, vuelo al punto C estar铆a en la vecindad de la velocidad m铆nima de vuelo y una porci贸n mayor de la resistencia o potencia requerida ser铆a debida a la resistencia inducida.
La velocidad m谩xima de vuelo nivelado para el avi贸n ser谩 obtenida cuando la potencia o empuje requerido es igual a la potencia o empuje m谩ximo disponible de la planta de potencia. La velocidad m铆nima de vuelo nivelado no es usualmente definida por requisitos de empuje o potencia dado que problemas de condiciones de p茅rdida (stall) o estabilidad y control generalmente predominan.
CLIMB PERFORMANCE / RENDIMIENTO DE ASCENSO
Durante el vuelo de ascenso, el avi贸n gana energ铆a potencial por virtud de elevaci贸n. Este incremento en energ铆a potencial durante un ascenso es provisto por uno, o una combinaci贸n, de dos medios: (1) gasto de energ铆a propulsiva por encima de aquella requerida para mantener vuelo nivelado o (2) gasto de energ铆a cin茅tica del avi贸n, i.e., p茅rdida de velocidad por un "zoom". Hacer zoom (zooming) para altitud es un proceso transitorio de intercambio de energ铆a cin茅tica por energ铆a potencial y es de considerable importancia para configuraciones de avi贸n las cuales pueden operar a muy altos niveles de energ铆a cin茅tica.
Sin embargo, las porciones mayores del rendimiento de ascenso para la mayor铆a de los aviones es un proceso estable cercano en el cual energ铆a propulsiva adicional es convertida en energ铆a potencial. Las partes fundamentales del rendimiento de ascenso del avi贸n involucran una condici贸n de vuelo donde el avi贸n est谩 en equilibrio pero no a altitud constante.
Las fuerzas actuando sobre el avi贸n durante un ascenso son mostradas por la ilustraci贸n de la figura 2.21. Cuando el avi贸n est谩 en vuelo estable con 谩ngulo moderado de ascenso, el componente vertical de sustentaci贸n es muy cercanamente el mismo que la sustentaci贸n actual. Tal vuelo de ascenso existir铆a con la sustentaci贸n 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 ser谩 despreciado por el bien de la simplicidad. Note que el peso de la aeronave act煤a verticalmente pero un componente de peso actuar谩 hacia popa a lo largo de la trayectoria de vuelo.
Si se asume que la aeronave est谩 en un ascenso estable con esencialmente peque帽a inclinaci贸n 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 atr谩s
T = D + W sin gamma
donde
T = empuje disponible, lbs.
D = resistencia (drag), lbs.
W = peso, lbs.
gamma = inclinaci贸n de la trayectoria de vuelo o 谩ngulo de ascenso ("gamma")
Esta relaci贸n b谩sica desprecia algunos de los factores que pueden ser de importancia para aviones de muy alto rendimiento de ascenso. Por ejemplo, una consideraci贸n m谩s detallada tendr铆a en cuenta la inclinaci贸n del empuje desde la trayectoria de vuelo, sustentaci贸n no igual al peso, cambio subsecuente de resistencia inducida, etc. Sin embargo, esta relaci贸n b谩sica definir谩 los factores principales afectando el rendimiento de ascenso. Con esta relaci贸n establecida por la condici贸n de equilibrio, la siguiente relaci贸n existe para expresar el seno trigonom茅trico del 谩ngulo de ascenso, gamma:
sin gamma = (T - D) / W
Esta relaci贸n simplemente establece que, para un peso de avi贸n dado, el 谩ngulo 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 inclinaci贸n de la trayectoria de vuelo es cero y el avi贸n est谩 en vuelo estable y nivelado.
Cuando el empuje es mayor que la resistencia, el exceso de empuje permitir谩 un 谩ngulo de ascenso dependiendo del valor del exceso de empuje. Tambi茅n, cuando el empuje es menor que la resistencia, la deficiencia de empuje permitir谩 un 谩ngulo de descenso.
El inter茅s m谩s inmediato en el rendimiento de ascenso involucra el franqueamiento de obst谩culos. El 谩ngulo de ascenso m谩ximo ocurrir铆a donde existe la mayor diferencia entre empuje disponible y empuje requerido, i.e., m谩ximo (T-D). La figura 2.21 ilustra las curvas de rendimiento de 谩ngulo de ascenso con las curvas de empuje disponible y empuje requerido versus velocidad. El empuje requerido, o resistencia, se asume ser representativo de alguna configuraci贸n de avi贸n t铆pica la cual podr铆a ser propulsada por ya sea una planta de potencia tipo turborreactor o h茅lice. Las curvas de empuje disponible incluidas son para una planta de potencia de h茅lice caracter铆stica y planta de potencia jet operando a salida m谩xima.
Las curvas de empuje para la aeronave de h茅lice representativa muestran el empuje t铆pico de h茅lice el cual es alto a bajas velocidades y disminuye con un incremento en velocidad. Para el avi贸n propulsado por h茅lice, el exceso m谩ximo de empuje y 谩ngulo de ascenso ocurrir谩 a alguna velocidad justo por encima de la velocidad de p茅rdida (stall speed). As铆, si es necesario librar un obst谩culo despu茅s del despegue, el avi贸n propulsado por h茅lice alcanzar谩 un 谩ngulo de ascenso m谩ximo a una velocidad a茅rea convenientemente cercana a —si no en— la velocidad de despegue.
Las curvas de empuje para la aeronave jet representativa muestran el empuje t铆pico de turborreactor el cual es muy cercanamente constante con la velocidad. Si el empuje disponible es esencialmente constante con la velocidad, el exceso m谩ximo de empuje y 谩ngulo de ascenso ocurrir谩 donde el empuje requerido. Es en un m铆nimo, (L/D)max. As铆, para m谩ximo 谩ngulo de ascenso estable, la aeronave turborreactor ser铆a operada a la velocidad para (L/D)max. Esto plantea algo de un problema en determinar el procedimiento apropiado para librar obst谩culos despu茅s del despegue. Si el obst谩culo est谩 a una distancia considerable del punto de despegue, el problema es esencialmente que la ganancia a largo plazo y condiciones de estado estable predominar谩n.
Eso es, aceleraci贸n desde la velocidad de despegue a velocidad de (L/D)max ser谩 favorable porque el 谩ngulo de ascenso estable m谩ximo puede ser alcanzado. Sin embargo, si el obst谩culo 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 situaci贸n 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 conclusi贸n general puede ser aplicada a toda aeronave jet y procedimientos particulares son especificados para cada aeronave en el Manual de Vuelo.
De mayor inter茅s general en rendimiento de ascenso son los factores los cuales afectan la tasa de ascenso (rate of climb). La velocidad vertical de un avi贸n depende de la velocidad de vuelo y la inclinaci贸n 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 relaci贸n 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 a茅rea 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 relaci贸n anterior establece que, para un peso de avi贸n 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 avi贸n est谩 en vuelo estable y nivelado. Cuando la potencia disponible es mayor que la potencia requerida, el exceso de potencia permitir谩 una tasa de ascenso espec铆fica a la magnitud de exceso de potencia. Tambi茅n, cuando la potencia disponible es menor que la potencia requerida, la deficiencia de potencia produce una tasa de descenso. Esta relaci贸n provee la base para un importante axioma de t茅cnica 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 铆tems m谩s importantes de rendimiento de ascenso es la tasa de ascenso m谩xima. Por la ecuaci贸n previa para tasa de ascenso, el m谩ximo de tasa de ascenso ocurrir铆a donde existe la mayor diferencia entre potencia disponible y potencia requerida, i.e., m谩ximo (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 podr铆a ser propulsada por ya sea una planta de potencia tipo turborreactor o h茅lice. Las curvas de potencia disponible incluidas son para una planta de potencia de h茅lice caracter铆stica y planta de potencia jet operando a salida m谩xima.
Las curvas de potencia para la aeronave de h茅lice representativa muestran una variaci贸n de potencia propulsiva t铆pica de una combinaci贸n motor rec铆proco-h茅lice. La tasa m谩xima de ascenso para esta aeronave ocurrir谩 a alguna velocidad cercana a la velocidad para (L/D)max. No hay una relaci贸n directa la cual establece esta situaci贸n dado que la variaci贸n de eficiencia de la h茅lice es el factor principal contabilizando la variaci贸n de potencia disponible con velocidad. En un sentido ideal, si la eficiencia de la h茅lice fuera constante, la tasa m谩xima de ascenso ocurrir铆a a una velocidad mayor que aquella para m铆nima potencia requerida. Sin embargo, en el caso actual, la eficiencia de la h茅lice de la aeronave ordinaria producir谩 menor potencia disponible a baja velocidad y causar谩 que la tasa m谩xima de ascenso ocurra a una velocidad mayor que aquella para m铆nima potencia requerida.
Las curvas de potencia para la aeronave jet representativa muestran la variaci贸n casi lineal de potencia disponible con velocidad. La tasa m谩xima de ascenso para el avi贸n jet t铆pico ocurrir谩 a alguna velocidad mucho m谩s alta que aquella para avi贸n propulsado por h茅lice 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 avi贸n es afectado por muchos factores varios. Las condiciones de m谩ximo 谩ngulo de ascenso o tasa de ascenso ocurren a velocidades espec铆ficas y variaciones en velocidad producir谩n variaciones en rendimiento de ascenso. Generalmente, hay suficiente latitud que peque帽as variaciones en velocidad desde el 贸ptimo no producen grandes cambios en rendimiento de ascenso y ciertos 铆tems operacionales pueden requerir velocidades ligeramente diferentes del 贸ptimo. Por supuesto, el rendimiento de ascenso ser铆a m谩s cr铆tico a alto peso, alta altitud, o durante mal funcionamiento de una planta de potencia.
Entonces, velocidades de ascenso 贸ptimas son necesarias. Un cambio en peso de avi贸n produce un efecto doble en rendimiento de ascenso. Primero, el peso, W, aparece directamente en el denominador de las ecuaciones para tanto 谩ngulo de ascenso y tasa de ascenso. Adem谩s, un cambio en peso alterar谩 la resistencia y potencia requerida. Generalmente, un incremento en peso reducir谩 la tasa m谩xima de ascenso pero el avi贸n debe ser operado a alg煤n incremento de velocidad para lograr la tasa de ascenso pico (a menos que el avi贸n est茅 limitado por compresibilidad).
El efecto de la altitud en rendimiento de ascenso es ilustrado por los gr谩ficos compuestos de la figura 2.22. Generalmente, un incremento en altitud incrementar谩 la potencia requerida y disminuir谩 la potencia disponible. Por lo tanto, el rendimiento de ascenso de un avi贸n se espera que sea grandemente afectado por la altitud. El cuadro compuesto de rendimiento de ascenso describe la variaci贸n con altitud de las velocidades para m谩xima tasa de ascenso, m谩ximo 谩ngulo de ascenso, y velocidades a茅reas de vuelo nivelado m谩ximo y m铆nimo. A medida que la altitud es incrementada, estas varias velocidades finalmente convergen en el techo absoluto (absolute ceiling) del avi贸n.
En el techo absoluto, no hay exceso de potencia o empuje y solo una velocidad permitir谩 vuelo nivelado estable. La variaci贸n de tasa de ascenso y velocidad m谩xima de vuelo nivelado con altitud para el avi贸n t铆pico propulsado por h茅lice da evidencia del efecto del supercargador. Distintas aberraciones en estas curvas toman lugar en las altitudes cr铆ticas 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 trav茅s de incrementos de altitud. Note que la aproximaci贸n al techo absoluto produce tremendo incremento en la curva de tiempo.
Puntos de referencia espec铆ficos son establecidos por estas curvas compuestas de rendimiento de ascenso. Por supuesto, el techo absoluto del avi贸n 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 espec铆ficos son provistos para el avi贸n en la configuraci贸n de combate o una configuraci贸n de dise帽o espec铆fica.
Las curvas compuestas de rendimiento de ascenso para el avi贸n turborreactor t铆pico son mostradas en la figura 2.22. Un punto particular a notar es el decaimiento m谩s r谩pido de rendimiento de ascenso con altitud por encima de la tropopausa. Esto es debido en gran parte al decaimiento m谩s r谩pido del empuje del motor en la estratosfera.
Durante un descenso con potencia cortada (power off descent) la deficiencia de empuje y potencia definen el 谩ngulo de descenso y tasa de descenso. Dos puntos particulares de inter茅s durante un descenso con potencia cortada son: 谩ngulo de descenso m铆nimo y tasa de descenso m铆nima. El 谩ngulo de descenso m铆nimo proveer铆a distancia de planeo m谩xima a trav茅s del aire. Dado que no hay empuje disponible de la planta de potencia, el 谩ngulo de descenso m铆nimo ser铆a obtenido en (L/D)max.
En (L/D)max la mayor proporci贸n entre velocidad y potencia requerida es obtenida. La tasa de descenso m铆nima en vuelo con potencia cortada es obtenida en el 谩ngulo de ataque y velocidad a茅rea los cuales producen potencia requerida m铆nima. Para aviones de relaci贸n de aspecto moderada, la velocidad es aproximadamente 75 por ciento de la velocidad para 谩ngulo de descenso m铆nimo.
AIRCRAFT PROPELLERS / H脡LICES DE AERONAVES
La h茅lice de la aeronave funciona para convertir la potencia al eje (shaft horsepower) de la planta de potencia en potencia propulsiva (propulsive horsepower). Los principios b谩sicos de la propulsi贸n aplican a la h茅lice 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 h茅lice logra una alta eficiencia propulsiva procesando un flujo de masa de aire relativamente grande e impartiendo un cambio de velocidad relativamente peque帽o. El cambio de cantidad de movimiento creado por la h茅lice se muestra en la ilustraci贸n de la figura 2.18.
La acci贸n de la h茅lice puede ser idealizada asumiendo que el disco de la h茅lice 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 h茅lice indica l铆neas de corriente convergentes con un aumento en velocidad y ca铆da en presi贸n. Las l铆neas de corriente convergentes dejando el disco indican una ca铆da en presi贸n y aumento en velocidad detr谩s de la h茅lice. El cambio de presi贸n a trav茅s del disco resulta de la distribuci贸n de empuje sobre el 谩rea del disco de la h茅lice.
En este disco de h茅lice idealizado, la diferencia de presi贸n est谩 uniformemente distribuida sobre el 谩rea del disco pero el caso real es bastante diferente de esto.
La velocidad final de la estela de la h茅lice (propeller slipstream), V2, se logra a alguna distancia detr谩s de la h茅lice. Debido a la naturaleza del patr贸n de flujo producido por la h茅lice, la mitad del cambio de velocidad total es producido a medida que el flujo alcanza el disco de la h茅lice. Si el aumento de velocidad total asciende a 2a, la velocidad de flujo en el disco de la h茅lice se ha incrementado por la cantidad a a la velocidad V+a. La eficiencia propulsiva (propulsive efficiency), np, de la h茅lice ideal podr铆a expresarse por la siguiente relaci贸n:
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 h茅lice, 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 id茅ntica a la del turborreactor:
np = 2 / (1 + (V2/V1))
As铆, existe la misma relaci贸n que con el motor turborreactor en que la alta eficiencia se desarrolla produciendo empuje con el flujo de masa m谩s alto posible y el cambio de velocidad m谩s peque帽o necesario.
La h茅lice actual debe ser evaluada en un sentido m谩s exacto para apreciar el efecto de la carga del disco no uniforme, resistencia de la pala de la h茅lice (propeller blade drag), fuerzas de interferencia, flujo de interferencia entre palas, etc. Con estas diferencias del disco ideal, es m谩s apropiado definir la eficiencia de la h茅lice de la siguiente manera:
np = potencia propulsiva de salida / potencia al eje de entrada
np = (T)(V) / 325 BHP
Donde:
np = eficiencia de la h茅lice
T = empuje de la h茅lice (propeller thrust)
V = velocidad de vuelo, nudos
BHP = potencia al freno (brake horsepower) aplicada a la h茅lice.
Muchos factores diferentes gobiernan la eficiencia de una h茅lice. Generalmente, una h茅lice de gran di谩metro favorece una alta eficiencia de la h茅lice desde el punto de vista del gran flujo de masa. Sin embargo, un poderoso efecto adverso en la eficiencia de la h茅lice es producido por altas velocidades de punta (tip speeds) y efectos de compresibilidad. Por supuesto, h茅lices de di谩metro peque帽o favorecen velocidades de punta bajas. Adem谩s, la h茅lice 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 h茅lice dada, la figura 2.18 ilustra la distribuci贸n de velocidad rotativa a lo largo de la pala de la h茅lice rotatoria. Estas velocidades rotativas se suman a las velocidades de flujo de entrada locales para producir una variaci贸n de velocidad resultante y direcci贸n a lo largo de la pala. La distribuci贸n t铆pica de empuje a lo largo de la pala de la h茅lice se muestra con el empuje predominante siendo localizado en las porciones exteriores de la pala. Note que la secci贸n de la h茅lice produciendo empuje desarrolla un v贸rtice de punta (tip vortex) similar al v贸rtice de producci贸n de sustentaci贸n del ala. Evidencia de este v贸rtice puede ser vista por el fen贸meno de condensaci贸n ocurriendo en esta ubicaci贸n bajo ciertas condiciones atmosf茅ricas.
Las velocidades componentes en una secci贸n 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 rotaci贸n para producir una inclinaci贸n del viento resultante con respecto al plano de rotaci贸n. Esta inclinaci贸n se denomina phi, el 谩ngulo de paso efectivo (effective pitch angle), y es una funci贸n de alguna proporci贸n de la velocidad de vuelo, V, y la velocidad debida a la rotaci贸n la cual es pi nD en la punta. Las proporciones de estos t茅rminos describen la "relaci贸n de avance" (advance ratio), J.
J = V / nD
Donde:
J = relaci贸n de avance de la h茅lice
V = velocidad de vuelo, pies por seg.
n = velocidad rotativa de la h茅lice, revoluciones por seg.
D = di谩metro de la h茅lice, pies.
El 谩ngulo de la pala de la h茅lice (propeller blade angle), beta, var铆a 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 谩ngulo de paso efectivo, phi, y el 谩ngulo de la pala, beta, determina un 谩ngulo de ataque efectivo para la secci贸n de la pala de la h茅lice. Dado que el 谩ngulo de ataque es el factor principal afectando la eficiencia de una secci贸n de perfil aerodin谩mico, es razonable hacer la analog铆a que la relaci贸n de avance, J, y el 谩ngulo de la pala, beta, son los factores principales afectando la eficiencia de la h茅lice.
El rendimiento de una h茅lice es tipificado por el gr谩fico de la figura 2.19 el cual ilustra la variaci贸n de eficiencia de la h茅lice, np, con la relaci贸n de avance, J, para varios valores de 谩ngulo 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 h茅lice de paso fijo (fixed pitch propeller) puede ser seleccionada para proporcionar rendimiento adecuado en un rango estrecho de relaci贸n de avance pero la eficiencia sufrir铆a considerablemente fuera de este rango.
Con el fin de proporcionar alta eficiencia de h茅lice a trav茅s de un amplio rango de operaci贸n, el 谩ngulo de la pala de la h茅lice debe ser controlable. El medio m谩s conveniente de controlar la h茅lice es por un aparato de gobierno de velocidad constante (constant speed governing apparatus). La caracter铆stica de gobierno de velocidad constante es favorable desde el punto de vista de la operaci贸n del motor en que la salida del motor y eficiencia es positivamente controlada y gobernada.
El gobierno de la combinaci贸n motor-h茅lice permitir谩 la operaci贸n a trav茅s de un amplio rango de potencia y velocidad mientras mantiene una operaci贸n eficiente.
Si la envolvente de m谩xima eficiencia de la h茅lice est谩 disponible, la potencia propulsiva disponible aparecer谩 como se muestra en el segundo gr谩fico de la figura 2.19. La potencia propulsiva disponible, Pa, es el producto de la eficiencia de la h茅lice y la potencia al eje aplicada.
Pa = (TV) / 325
Pa = (np) (BHP)
Las h茅lices utilizadas en la mayor铆a de los motores rec铆procos grandes derivan eficiencias pico de h茅lice del orden de np = 0.85 a 0.88. Por supuesto, los valores pico est谩n dise帽ados para ocurrir en alguna condici贸n de dise帽o espec铆fica. Por ejemplo, la selecci贸n de una h茅lice para un transporte de largo alcance requerir铆a emparejamiento de la combinaci贸n motor-h茅lice para eficiencia pico en condici贸n de crucero. Por otro lado, la selecci贸n de una h茅lice para un avi贸n de tipo utilitario o de enlace requerir铆a emparejamiento de la combinaci贸n motor-h茅lice 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 aplicaci贸n de h茅lices de aeronaves. En el evento de un mal funcionamiento o falla de la planta de potencia, provisi贸n debe ser hecha para perfilar aerodin谩micamente las palas de la h茅lice 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 h茅lice lo cual detiene la rotaci贸n e incurre en un m铆nimo de resistencia para el motor inoperativo.
La necesidad para el embanderamiento es ilustrada en la figura 2.19 por el cambio en 谩rea par谩sita equivalente, delta f, con el 谩ngulo de pala de la h茅lice, beta, de una instalaci贸n t铆pica. Cuando la pala de la h茅lice est谩 en la posici贸n embanderada, el cambio en resistencia par谩sita es m铆nimo y, en el caso de una aeronave t铆pica multi-motor, la resistencia par谩sita a帽adida de una h茅lice embanderada simple es una contribuci贸n relativamente peque帽a a la resistencia total del avi贸n.
En 谩ngulos de pala m谩s peque帽os cerca de la posici贸n de paso plano (flat pitch), la resistencia a帽adida por la h茅lice es muy grande. En estos 谩ngulos de pala peque帽os, la h茅lice en "molinete" (windmilling) a altas RPM puede crear una cantidad tan tremenda de resistencia que el avi贸n puede ser incontrolable. La h茅lice en molinete a alta velocidad en el rango bajo de 谩ngulos de pala puede producir un incremento en resistencia par谩sita que puede ser tan grande como la resistencia par谩sita del avi贸n b谩sico. Una indicaci贸n de esta poderosa resistencia es vista por el helic贸ptero en autorrotaci贸n.
El rotor en molinete es capaz de producir tasas de descenso de autorrotaci贸n comparables con las de una carga de 谩rea de disco de paraca铆das id茅ntica. As铆, la h茅lice en molinete a alta velocidad y peque帽o 谩ngulo de pala puede producir un coeficiente de resistencia efectivo del 谩rea del disco el cual se compara con el de un dosel de paraca铆das. La resistencia y momento de gui帽ada (yawing moment) causado por p茅rdida de potencia a alta velocidad motor-h茅lice es considerable y el desplazamiento transitorio de gui帽ada de la aeronave puede producir cargas cr铆ticas para la cola vertical. Por esta raz贸n, el embanderamiento autom谩tico puede ser una necesidad m谩s que un lujo.
La gran resistencia la cual puede ser producida por la h茅lice rotatoria puede ser utilizada para mejorar el rendimiento de frenado del avi贸n. Rotaci贸n de la pala de la h茅lice a peque帽os 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 h茅lice es bastante alta a bajas velocidades, muy alta desaceleraci贸n puede ser provista solo por empuje inverso.
Las limitaciones operativas de la h茅lice est谩n cercanamente asociadas con aquellas de la planta de potencia. Condiciones de sobre-velocidad (overspeed) son cr铆ticas a causa de las grandes cargas centr铆fugas y momentos de torsi贸n de la pala producidos por una excesiva velocidad rotativa. Adem谩s, las palas de la h茅lice tendr谩n varios modos vibratorios y ciertas limitaciones operativas pueden ser necesarias para prevenir condiciones resonantes excitantes.
OPERATING LIMITATIONS / LIMITACIONES OPERATIVAS
Los motores rec铆procos han alcanzado un gran grado de refinamiento y desarrollo y son uno de los tipos de plantas de potencia de aeronaves m谩s confiables. Sin embargo, operaci贸n confiable del motor rec铆proco es obtenida solo por estricta adherencia a las limitaciones operativas espec铆ficas.
Las limitaciones operativas m谩s importantes del motor rec铆proco son aquellas provistas para asegurar que la detonaci贸n y preignici贸n no tomen lugar. El piloto debe asegurar que grados de combustible apropiados son usados y que los l铆mites de MAP, BMEP, RPM, CAT, etc., no son excedidos.
Dado que la fuerte detonaci贸n o preignici贸n es com煤n al alto flujo de aire en potencia m谩xima, la probabilidad m谩s probable de detonaci贸n o preignici贸n es en el despegue. Con el fin de suprimir detonaci贸n o permitir mayor potencia para despegue, inyecci贸n de agua (water injection) es a menudo usada en el motor rec铆proco. En ajustes de alta potencia, la inyecci贸n de la mezcla agua-alcohol puede reemplazar el exceso de combustible requerido para suprimir detonaci贸n, y el empobrecimiento (derichment) hacia el valor para m谩xima liberaci贸n de calor reducir谩 la relaci贸n combustible-aire.
En algunas instancias, una presi贸n de m煤ltiple m谩s alta puede ser utilizada para producir potencia adicional. El fluido de inyecci贸n requerir谩 proporciones de alcohol y agua bastante diferentes del fluido de inyecci贸n para aumento de empuje del motor jet. Dado que el empobrecimiento de la relaci贸n combustible-aire es deseado, la inyecci贸n anti-detonante (ADI) contendr谩 alcohol en cantidades para prevenir que el fluido residual ensucie la tuber铆a.
Cuando los grados de combustible son alterados durante la operaci贸n 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 m谩xima para despegue y la potencia m谩xima de crucero dado que ambas de estas condiciones operativas est谩n cerca de la envolvente de detonaci贸n. Adem谩s, cuando el grado de combustible m谩s alto se vuelve disponible, los l铆mites operativos m谩s altos no pueden ser usados hasta que es seguro que no existe contaminaci贸n del combustible de grado inferior remanente en los tanques.
El empastado de buj铆as (spark plug fouling) puede proveer ciertos l铆mites altos as铆 como bajos de temperaturas operativas. Cuando temperaturas operativas excesivamente bajas son encontradas, empastado r谩pido por carb贸n de las buj铆as tomar谩 lugar. Por otro lado, temperaturas operativas excesivamente altas producir谩n empastado de buj铆as por dep贸sitos de bromuro de plomo de los aditivos del combustible.
Generalmente, los per铆odos limitados de tiempo en varios ajustes de alta potencia son establecidos para minimizar la acumulaci贸n de altas tasas de desgaste....
...y da帽o por fatiga. Minimizando la cantidad de tiempo total gastado en ajustes de alta potencia, mayor vida de revisi贸n general (overhaul life) de la planta de potencia puede ser lograda. Esto no deber铆a implicar que la clasificaci贸n de despegue del motor no deber铆a ser usada. Realmente, el uso de la potencia m谩xima completa en despegue acumular谩 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 m谩s severa de desgaste y da帽o por fatiga ocurre a altas RPM y baja MAP. Altas RPM producen altas cargas centr铆fugas y cargas de inercia rec铆procas. Cuando las grandes cargas de inercia rec铆procas no son amortiguadas por altas presiones de compresi贸n, cargas resultantes cr铆ticas pueden ser producidas. As铆, tiempo de operaci贸n a m谩ximas RPM y MAP debe ser mantenido a un m铆nimo y operaci贸n a m谩ximas RPM y baja MAP debe ser evitada.
ITEMS OF AIRPLANE PERFORMANCE / ELEMENTOS DEL RENDIMIENTO DEL AVI脫N
STRAIGHT AND LEVEL FLIGHT / VUELO RECTO Y NIVELADO
Cuando el avi贸n est谩 en vuelo estable y nivelado, la condici贸n de equilibrio debe prevalecer. La condici贸n de vuelo no acelerada es lograda con el avi贸n compensado para que la sustentaci贸n sea igual al peso y la resistencia del avi贸n. En ciertas condiciones de rendimiento del avi贸n es conveniente considerar los requisitos del avi贸n por el empuje requerido (thrust required) (o resistencia) mientras en otros casos es m谩s aplicable considerar el requisito por potencia requerida (power required). Generalmente, el avi贸n jet requerir谩 consideraci贸n del empuje requerido y el avi贸n de h茅lice requerir谩 consideraci贸n de la potencia requerida. Por lo tanto, el avi贸n en vuelo estable nivelado requerir谩 sustentaci贸n igual a peso y empuje disponible igual a empuje requerido (resistencia) o potencia disponible igual a potencia requerida.
La variaci贸n 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 avi贸n durante un ascenso son mostradas por la ilustraci贸n de la figura 2.21. Cuando el avi贸n est谩 en vuelo estable con 谩ngulo moderado de ascenso, el componente vertical de sustentaci贸n es muy cercanamente el mismo que la sustentaci贸n actual. Tal vuelo de ascenso existir铆a con la sustentaci贸n muy cercanamente igual al peso...
Si se asume que la aeronave est谩 en un ascenso estable con esencialmente peque帽a inclinaci贸n 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 atr谩s
T = D + W sin gamma
Donde:
T = empuje disponible, lbs.
D = resistencia (drag), lbs.
W = peso, lbs.
gamma = inclinaci贸n de la trayectoria de vuelo o 谩ngulo de ascenso ("gamma")
Esta relaci贸n b谩sica desprecia algunos de los factores que pueden ser de importancia para aviones de muy alto rendimiento de ascenso... Sin embargo, esta relaci贸n b谩sica definir谩 los factores principales afectando el rendimiento de ascenso. Con esta relaci贸n establecida por la condici贸n de equilibrio, la siguiente relaci贸n existe para expresar el seno trigonom茅trico del 谩ngulo de ascenso, gamma:
sin gamma = (T - D) / W
Esta relaci贸n simplemente establece que, para un peso de avi贸n dado, el 谩ngulo de ascenso (gamma) depende de la diferencia entre empuje y resistencia (T-D), o exceso de empuje.
El 谩ngulo de ascenso m谩ximo ocurrir铆a donde existe la mayor diferencia entre empuje disponible y empuje requerido, i.e., m谩ximo (T-D).
Para el avi贸n propulsado por h茅lice, el exceso m谩ximo de empuje y 谩ngulo de ascenso ocurrir谩 a alguna velocidad justo por encima de la velocidad de p茅rdida (stall speed)...
Para la aeronave jet representativa... el exceso m谩ximo de empuje y 谩ngulo de ascenso ocurrir谩 donde el empuje requerido es en un m铆nimo, (L/D)max.
La tasa de ascenso (rate of climb) depende de la velocidad de vuelo y la inclinaci贸n 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 a茅rea verdadera, nudos
RC = 33,000 (Pa - Pr) / W
La relaci贸n anterior establece que, para un peso de avi贸n 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 avi贸n es afectado por muchos factores varios... Generalmente, un incremento en peso reducir谩 la tasa m谩xima de ascenso pero el avi贸n debe ser operado a alg煤n incremento de velocidad para lograr la tasa de ascenso pico...
El efecto de la altitud en rendimiento de ascenso es ilustrado por los gr谩ficos 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 avi贸n. En el techo absoluto, no hay exceso de potencia o empuje y solo una velocidad permitir谩 vuelo nivelado estable....
El rendimiento de ascenso para el avi贸n t铆pico turborreactor es mostrado en la figura 2.22. Un punto particular a notar es el decaimiento m谩s r谩pido de rendimiento de ascenso con altitud por encima de la tropopausa. Esto es debido en gran parte al decaimiento m谩s r谩pido del empuje del motor en la estratosfera.
Durante un descenso con potencia cortada (power off descent) la deficiencia de empuje y potencia definen el 谩ngulo de descenso y tasa de descenso. El 谩ngulo de descenso m铆nimo proveer铆a distancia de planeo m谩xima a trav茅s del aire. Dado que no hay empuje disponible de la planta de potencia, el 谩ngulo de descenso m铆nimo ser铆a obtenido en (L/D)max.
RANGE PERFORMANCE / RENDIMIENTO DE ALCANCE
La habilidad de un avi贸n para convertir energ铆a de combustible en distancia de vuelo es uno de los elementos m谩s importantes del rendimiento del avi贸n. El problema de la operaci贸n de rango eficiente de un avi贸n aparece en dos formas generales: (1) extraer la m谩xima distancia de vuelo de una carga de combustible dada o (2) volar una distancia especificada con el m铆nimo gasto de combustible. Un denominador com煤n obvio para cada uno de estos problemas operativos es el "rango espec铆fico" (specific range), millas n谩uticas de distancia de vuelo por lb. de combustible. Condiciones de rango de crucero deben ser conducidas para que el avi贸n obtenga el m谩ximo rango espec铆fico 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 caracter铆sticas de la configuraci贸n aerodin谩mica y la planta de potencia....
...condiciones de vuelo nivelado estable definir谩n el rango del flujo de combustible a trav茅s del rango de velocidad de vuelo. El primer gr谩fico de la figura 2.23 ilustra una variaci贸n t铆pica del flujo de combustible versus velocidad. El rango espec铆fico puede ser definido por la siguiente relaci贸n:
rango espec铆fico = millas n谩uticas/hr. / lbs. de combustible/hr.
o,
rango espec铆fico = velocidad, nudos / flujo de combustible, lbs. por hr.
as铆,
rango espec铆fico = velocidad / flujo de combustible
Si se desea el rango espec铆fico m谩ximo, la condici贸n de vuelo debe proporcionar un m谩ximo de velocidad / flujo de combustible. Este punto particular ser铆a localizado dibujando una l铆nea 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 consideraci贸n de distancia de vuelo mientras resistencia involucra consideraci贸n de tiempo de vuelo. As铆, es apropiado definir un t茅rmino separado, "resistencia espec铆fica" (specific endurance).
resistencia espec铆fica = horas de vuelo / lb. de combustible
resistencia espec铆fica = horas de vuelo/hr. / lbs. de combustible/hr.
o, entonces,
resistencia espec铆fica = 1 / flujo de combustible, lbs. por hr.
Por esta definici贸n, la resistencia espec铆fica es simplemente el rec铆proco del flujo de combustible. As铆, si se desea m谩xima resistencia, la condici贸n de vuelo debe proporcionar un m铆nimo de flujo de combustible. Este punto es f谩cilmente apreciado como el punto m谩s bajo de la curva de flujo de combustible versus velocidad. Generalmente, en rendimiento subs贸nico, la velocidad a la cual la m谩xima resistencia es obtenida es aproximadamente 75 por ciento de la velocidad para m谩ximo rango.
Un an谩lisis m谩s exacto del rango puede ser obtenido por un gr谩fico de rango espec铆fico versus velocidad similar al segundo gr谩fico de la figura 2.23. Por supuesto, la fuente de estos valores de rango espec铆fico es derivada por la proporci贸n de velocidad y flujo de combustible de la curva previa de flujo de combustible versus velocidad. El m谩ximo rango espec铆fico del avi贸n est谩 en el pico mismo de la curva. El punto de m谩xima resistencia es localizado por una l铆nea recta desde el origen tangente a la curva de rango espec铆fico versus velocidad. Este punto de tangencia define un m谩ximo de (nmi/lb.) por (nmi/hr.) o simplemente un m谩ximo de (hrs./lb.).
Mientras que el valor pico mismo de rango espec铆fico proporcionar铆a operaci贸n de rango m谩ximo, la operaci贸n de crucero de largo alcance es generalmente recomendada a una velocidad a茅rea ligeramente m谩s alta. La operaci贸n de crucero de m谩s largo alcance es conducida en la condici贸n de vuelo la cual proporciona 99 por ciento del rango espec铆fico m谩ximo absoluto. La ventaja de tal operaci贸n 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 m谩s alta tiene un gran n煤mero de ventajas, el peque帽o sacrificio de rango es una ganga justa. Las curvas de rango espec铆fico versus velocidad son afectadas por tres variables principales: peso bruto del avi贸n, altitud, y la configuraci贸n aerodin谩mica externa del avi贸n. Estas curvas son la fuente de datos de rango y resistencia y est谩n incluidas en la secci贸n de rendimiento del manual de vuelo.
"Cruise control" (Control de crucero) de un avi贸n implica que el avi贸n es operado para mantener la condici贸n de largo alcance recomendada a trav茅s del vuelo. Dado que el combustible es consumido durante el crucero, el peso bruto del avi贸n variar谩 y la condici贸n de velocidad a茅rea 贸ptima, altitud, y ajuste de potencia variar谩n. Generalmente, "control de crucero" significa el control de velocidad a茅rea 贸ptima, altitud, y ajuste de potencia para mantener la condici贸n de rango espec铆fico m谩ximo del 99 por ciento.
Al comienzo del crucero, el alto peso inicial del avi贸n requerir谩 valores espec铆ficos de velocidad a茅rea, altitud, y ajuste de potencia para producir la condici贸n de crucero recomendada. A medida que el combustible es consumido y el peso bruto del avi贸n disminuye, la velocidad a茅rea 贸ptima y ajuste de potencia pueden disminuir o la altitud 贸ptima puede aumentar. Tambi茅n, el piloto debe proporcionar la t茅cnica de control de crucero apropiada para asegurar que las condiciones 贸ptimas son mantenidas.
El gr谩fico final de la figura 2.23 muestra una variaci贸n t铆pica de rango espec铆fico con peso bruto para alguna operaci贸n de crucero particular. Al comienzo de la operaci贸n de crucero el peso bruto es alto y el rango espec铆fico es bajo. A medida que el combustible es consumido, y el peso bruto se reduce, el rango espec铆fico aumenta. Este tipo de curva relaciona el rango obtenido por el gasto de combustible por el 谩rea rayada entre los pesos brutos al comienzo y fin del crucero. Por ejemplo, si el avi贸n comienza crucero a 18,500 lbs. y termina crucero a 13,000 lbs., 5,500 lbs. de combustible son gastadas. Si el rango espec铆fico promedio fuera 0.2 nmi/lb., el rango total ser铆a:
rango = (0.2) nmi/lb. (5,500) lb.
= 1,100 nmi.
As铆, el rango total es dependiente tanto del combustible disponible como del rango espec铆fico. Cuando el rango y econom铆a de operaci贸n predominan, el piloto debe asegurar que el avi贸n ser谩 operado en la condici贸n de largo alcance recomendada. Por este procedimiento, el avi贸n ser谩 capaz de su radio de dise帽o m谩ximo o distancias de vuelo menores que el m谩ximo pueden ser logradas con un m谩ximo de reserva de combustible en el destino.
RANGE, PROPELLER DRIVEN AIRPLANES / RANGO, AVIONES PROPULSADOS POR H脡LICE
El avi贸n propulsado por h茅lice combina la h茅lice con el motor rec铆proco o la turbina de gas (motor turbopropulsor o turboprop). En el caso de ya sea la combinaci贸n motor rec铆proco o turbina de gas, el flujo de combustible es determinado principalmente por la potencia al eje (shaft power) puesta en la h茅lice m谩s que por el empuje (thrust). As铆, el flujo de combustible de la planta de potencia podr铆a estar relacionado directamente a la potencia requerida para mantener el avi贸n en vuelo nivelado, estable. Este hecho permite el estudio del rango del avi贸n propulsado por h茅lice por an谩lisis de las curvas de potencia requerida versus velocidad.
La Figura 2.24 ilustra una curva t铆pica de potencia requerida versus velocidad la cual, para el avi贸n propulsado por h茅lice, ser铆a an谩loga a la variaci贸n de flujo de combustible versus velocidad. La condici贸n de m谩ximo rango ocurrir铆a donde la proporci贸n entre velocidad y potencia requerida es mayor y este punto es localizado por una l铆nea recta desde el origen tangente a la curva.
La condici贸n de rango m谩ximo es obtenida a la m谩xima relaci贸n sustentaci贸n-resistencia y es importante notar que (L/D)max para una configuraci贸n de avi贸n dada ocurre a un 谩ngulo de ataque y coeficiente de sustentaci贸n particular y no es afectado por peso o altitud (dentro de l铆mites de compresibilidad). Dado que aproximadamente el 50 por ciento de la resistencia total a (L/D)max es resistencia inducida, el avi贸n propulsado por h茅lice el cual es dise帽ado espec铆ficamente para largo alcance tendr谩 una fuerte preferencia por la forma en planta de alta relaci贸n de aspecto (high aspect ratio).
El efecto de la variaci贸n del peso bruto del avi贸n es ilustrado por el segundo gr谩fico de la figura 2.24. La condici贸n de vuelo de (L/D)max es lograda en un valor particular de coeficiente de sustentaci贸n para una configuraci贸n de avi贸n dada. Por lo tanto, una variaci贸n de peso bruto alterar谩 los valores de velocidad a茅rea, potencia requerida, y rango espec铆fico obtenidos a (L/D)max. Si una configuraci贸n de avi贸n dada es operada a altitud constante y el coeficiente de sustentaci贸n para (L/D)max, las siguientes relaciones aplican:
V2/V1 = ra铆z_cuadrada(W2/W1)
Pr2/Pr1 = (W2/W1)^(3/2)
SR2/SR1 = W1/W2
Donde
condici贸n (1) aplica a alguna condici贸n conocida de velocidad, potencia requerida, y rango espec铆fico para (L/D)max a alg煤n peso b谩sico, W1
condici贸n (2) aplica a algunos nuevos valores de velocidad, potencia requerida, y rango espec铆fico para (L/D)max a alg煤n peso diferente, W2
y,
V = velocidad, nudos
W = peso bruto, lbs.
Pr = potencia requerida, h.p.
SR = rango espec铆fico, nmi/lb.
As铆, un incremento del 10 por ciento en peso bruto crear铆a:
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 espec铆fico
cuando el vuelo es mantenido en las condiciones 贸ptimas 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 avi贸n es una parte peque帽a del peso bruto y el rango es peque帽o, el procedimiento de control de crucero puede ser simplificado a esencialmente una velocidad constante y ajuste de potencia a trav茅s del crucero. Sin embargo, el avi贸n 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 a茅rea y potencia para mantener condiciones de rango 贸ptimo.
El efecto de la altitud en el rango del avi贸n propulsado por h茅lice puede ser apreciado por inspecci贸n del gr谩fico final de la figura 2.24. Si una configuraci贸n dada de avi贸n es operada a peso bruto constante y el coeficiente de sustentaci贸n para (L/D)max, un cambio en altitud producir谩 las siguientes relaciones:
V2/V1 = ra铆z_cuadrada(sigma1/sigma2)
Pr2/Pr1 = ra铆z_cuadrada(sigma1/sigma2)
Donde
condici贸n (1) aplica a alguna condici贸n conocida de velocidad y potencia requerida para (L/D)max a alguna altitud original, b谩sica
condici贸n (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 = relaci贸n de densidad de altitud (sigma)
As铆, si el vuelo es conducido a 22,000 pies (sigma=0.498), el avi贸n tendr谩:
una velocidad 42 por ciento m谩s alta
una potencia requerida 42 por ciento m谩s alta
que cuando opera al nivel del mar. Por supuesto, la mayor velocidad es una TAS m谩s alta dado que el avi贸n a un peso y coeficiente de sustentaci贸n dados requerir谩 la misma EAS independiente de la altitud. Tambi茅n, la resistencia del avi贸n 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 l铆nea recta desde el origen tangente a la curva de potencia a nivel del mar tambi茅n es tangente a la curva de potencia a altitud.
El efecto de la altitud en el rango espec铆fico puede ser apreciado de las relaciones previas. Si un cambio en altitud causa cambios id茅nticos en velocidad y potencia requerida, la proporci贸n de velocidad a potencia requerida estar铆a sin cambios. Este hecho implica que el rango espec铆fico del avi贸n propulsado por h茅lice no ser铆a afectado por la altitud. En el caso real, esto es cierto en la medida que el consumo espec铆fico de combustible de la planta de potencia (c) y la eficiencia de la h茅lice (np) son los factores principales los cuales podr铆an causar una variaci贸n del rango espec铆fico con la altitud.
Si los efectos de compresibilidad son despreciables, cualquier variaci贸n de rango espec铆fico con la altitud es estrictamente una funci贸n del rendimiento motor-h茅lice.
El avi贸n equipado con el motor rec铆proco experimentar谩 muy poca, si alguna, variaci贸n de rango espec铆fico con la altitud a bajas altitudes. Hay una variaci贸n despreciable del consumo espec铆fico de combustible al freno para valores de BHP por debajo de la clasificaci贸n de potencia m谩xima de crucero de la planta de potencia la cual es la operaci贸n auto-pobre (auto-lean) o pobre manual (manual lean). As铆, un aumento en altitud producir谩 una disminuci贸n en rango espec铆fico solo cuando el requerimiento de potencia incrementado excede la clasificaci贸n de potencia m谩xima de crucero de las plantas de potencia. Una ventaja del supercargador (supercharging) es que el rango m谩ximo 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 a茅reas verdaderas y requerimientos de combustible de ascenso.
El avi贸n equipado con la planta de potencia turbopropulsora (turboprop) exhibir谩 una variaci贸n de rango espec铆fico con la altitud por dos razones. Primero, el consumo espec铆fico de combustible (c) del motor de turbina mejora con las temperaturas de entrada m谩s bajas comunes a grandes altitudes. Tambi茅n, los bajos requerimientos de potencia a baja altitud necesitan operaci贸n 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. As铆, mientras el avi贸n no tiene preferencia particular por la altitud, las plantas de potencia prefieren las altitudes m谩s altas y causan un incremento en rango espec铆fico con la altitud.
Generalmente, el l铆mite superior de altitud para operaci贸n de crucero eficiente es definido por peso bruto (y potencia requerida) o efectos de compresibilidad.
El ascenso y descenso 贸ptimo para el avi贸n propulsado por h茅lice es afectado por muchos factores diferentes y ninguna relaci贸n general, todo inclusiva es aplicable. Datos del manual para el avi贸n espec铆fico y varios procedimientos operativos definir谩n los procedimientos de operaci贸n.
RANGE, TURBOJET AIRPLANES / RANGO, AVIONES TURBORREACTORES
Muchos factores diferentes influencian el rango del avi贸n turborreactor. Con el fin de simplificar el an谩lisis del problema de rango general, es conveniente separar factores del avi贸n de factores de la planta de potencia y analizar cada 铆tem independientemente. Una analog铆a ser铆a 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 avi贸n turborreactor, el flujo de combustible es determinado principalmente por el empuje (thrust) requerido para mantener el avi贸n en vuelo nivelado, estable m谩s que por la potencia. El flujo de combustible podr铆a estar relacionado m谩s directamente al empuje requerido para mantener el avi贸n en vuelo nivelado, estable. Este hecho permite el estudio del avi贸n propulsado por turborreactor por an谩lisis de las curvas de empuje requerido versus velocidad. La Figura 2.25 ilustra una curva t铆pica de empuje requerido versus velocidad la cual ser铆a (algo) an谩loga a la variaci贸n de flujo de combustible versus velocidad. La condici贸n de m谩xima resistencia (maximum endurance) ser铆a obtenida a (L/D)max dado que esto incurrir铆a en el flujo de combustible m谩s bajo para mantener el avi贸n en vuelo nivelado, estable. La condici贸n de rango m谩ximo ocurrir铆a donde la proporci贸n entre velocidad y empuje requerido es mayor y este punto es localizado por una l铆nea recta desde el origen tangente a la curva.
El rango m谩ximo es obtenido en la condici贸n din谩mica aerodin谩mica la cual produce una proporci贸n m谩xima entre la ra铆z cuadrada del coeficiente de sustentaci贸n (CL) y el coeficiente de resistencia (CD), o ra铆z_cuadrada(CL)/CD max. En rendimiento subs贸nico, ra铆z_cuadrada(CL)/CD max ocurre a un 谩ngulo de ataque y coeficiente de sustentaci贸n particular y no es afectado por peso o altitud (dentro de l铆mites de compresibilidad). En esta condici贸n aerodin谩mica espec铆fica, la resistencia inducida es aproximadamente 25 por ciento de la resistencia total as铆 que el avi贸n turborreactor dise帽ado para largo alcance no tiene la fuerte preferencia por la forma en planta de alta relaci贸n de aspecto como el avi贸n de h茅lice. Por otro lado, dado que aproximadamente el 75 por ciento de la resistencia total es resistencia par谩sita, el avi贸n turborreactor dise帽ado espec铆ficamente para largo alcance tiene el requerimiento especial de gran limpieza aerodin谩mica.
El efecto de la variaci贸n del peso bruto del avi贸n es ilustrado por el segundo gr谩fico de la figura 2.25. La condici贸n de vuelo de ra铆z_cuadrada(CL)/CD max es lograda a un valor de coeficiente de sustentaci贸n para un avi贸n dado en vuelo subs贸nico. Por lo tanto, una variaci贸n de peso bruto alterar谩 los valores de velocidad a茅rea, empuje requerido, y rango espec铆fico obtenidos a ra铆z_cuadrada(CL)/CD max. Si una configuraci贸n dada es operada a altitud constante y coeficiente de sustentaci贸n las siguientes relaciones aplicar谩n:
V2/V1 = ra铆z_cuadrada(W2/W1)
Tr2/Tr1 = W2/W1
SR2/SR1 = ra铆z_cuadrada(W1/W2) (altitud constante)
Donde
condici贸n (1) aplica a alguna condici贸n conocida de velocidad, empuje requerido, y rango espec铆fico para ra铆z_cuadrada(CL)/CD max a alg煤n peso b谩sico, W1
condici贸n (2) aplica a algunos nuevos valores de velocidad, empuje requerido, y rango espec铆fico para ra铆z_cuadrada(CL)/CD max a alg煤n peso diferente, W2
y
V = velocidad, nudos
W = peso bruto, lbs.
Tr = empuje requerido, lbs.
SR = rango espec铆fico, nmi/lb.
As铆, un incremento del 10 por ciento en peso bruto crear铆a:
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 espec铆fico
cuando el vuelo es mantenido en condiciones de ra铆z_cuadrada(CL)/CD max. Dado que la mayor铆a de los aviones a reacci贸n tienen un peso de combustible el cual es una gran parte del peso bruto, procedimientos de control de crucero ser谩n necesarios para dar cuenta de los cambios en velocidades a茅reas 贸ptimas y ajustes de potencia a medida que el combustible es consumido.
El efecto de la altitud en el rango del avi贸n turborreactor es de gran importancia porque ning煤n otro 铆tem simple puede causar variaciones tan grandes de rango espec铆fico. Si una configuraci贸n dada de avi贸n es operada a peso bruto constante y el coeficiente de sustentaci贸n para ra铆z_cuadrada(CL)/CD max, un cambio en altitud producir谩 las siguientes relaciones:
V2/V1 = ra铆z_cuadrada(sigma1/sigma2)
Tr = constante (despreciando efectos de compresibilidad)
SR2/SR1 = ra铆z_cuadrada(sigma1/sigma2) (despreciando factores afectando el rendimiento del motor)
Donde
condici贸n (1) aplica a alguna condici贸n conocida de velocidad, empuje requerido, y rango espec铆fico para ra铆z_cuadrada(CL)/CD max a alguna altitud b谩sica original.
condici贸n (2) aplica a algunos nuevos valores de velocidad, empuje requerido, y rango espec铆fico para ra铆z_cuadrada(CL)/CD max a alguna altitud diferente.
y
V = velocidad, nudos (TAS, por supuesto)
Tr = empuje requerido, lbs.
SR = rango espec铆fico, nmi/lb.
sigma = relaci贸n de densidad de altitud (sigma)
As铆, si el vuelo es conducido a 40,000 pies (sigma=0.246), el avi贸n tendr谩:
una velocidad 102 por ciento m谩s alta
el mismo empuje requerido
un rango espec铆fico 102 por ciento m谩s 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 m谩s 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 condici贸n operativa en el rendimiento de la planta de potencia. Un incremento en altitud mejorar谩 el rendimiento de la planta de potencia en dos aspectos. Primero, un incremento en altitud cuando por debajo de la tropopausa proporcionar谩 temperaturas de entrada m谩s bajas las cuales reducen el consumo espec铆fico de combustible (ct). De curso, sobre la tropopausa el consumo espec铆fico 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. As铆, 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 reducir谩 el consumo espec铆fico de combustible.
El incremento en rango espec铆fico con la altitud del avi贸n turborreactor puede ser atribuido a estos tres factores:
(1) Un incremento en altitud incrementar谩 la proporci贸n de (V/Tr) y proporcionar谩 una mayor TAS para el mismo Tr.
(2) Un incremento en altitud en la troposfera producir谩 temperatura de aire de entrada m谩s baja la cual reduce el consumo espec铆fico de combustible.
(3) Un incremento en altitud requiere RPM del motor aumentadas para proporcionar empuje de crucero y el consumo espec铆fico 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 铆tem m谩s importante afectando el rango espec铆fico del avi贸n turborreactor. Como un ejemplo de este efecto combinado, el avi贸n turborreactor t铆pico obtiene un rango espec铆fico 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 espec铆fico m谩ximo de un avi贸n turborreactor puede ser 0.1 nmi/lb. pero a 40,000 pies el rango espec铆fico m谩ximo ser铆a aproximadamente 0.25 nmi/lb..
Del an谩lisis previo, es aparente que la altitud de crucero del turborreactor deber铆a ser tan alta como sea posible dentro de los l铆mites de compresibilidad o empuje. Generalmente, la altitud 贸ptima a la cual el crucero debe comenzar es la altitud m谩s alta a la cual el empuje continuo m谩ximo puede proporcionar la aerodin谩mica 贸ptima. Por supuesto, la altitud 贸ptima es determinada principalmente por el peso bruto al comienzo del crucero. Para la mayor铆a de los aviones turborreactores esta altitud estar谩 en o por encima de la tropopausa para configuraciones de crucero normales.
La mayor铆a de los aviones turborreactores los cuales tienen rendimiento trans贸nico o supers贸nico moderado obtendr谩n rango m谩ximo con un crucero subs贸nico alto. Sin embargo, el avi贸n dise帽ado espec铆ficamente para alto rendimiento supers贸nico obtendr谩 rango m谩ximo con un crucero supers贸nico y la operaci贸n subs贸nica causar谩 relaciones bajas de sustentaci贸n-resistencia, malas relaciones de entrada y rendimiento del motor y reducir谩n la capacidad de rango.
El control de crucero del avi贸n turborreactor es considerablemente diferente del del avi贸n propulsado por h茅lice. Dado que el rango espec铆fico es tan grandemente afectado por la altitud, la altitud 贸ptima para el comienzo del crucero debe ser alcanzada tan r谩pidamente como sea consistente con los requerimientos del programa de ascenso. La secci贸n de rango-ascenso del manual de vuelo especificar谩 el procedimiento apropiado. El descenso desde la altitud de crucero emplear谩 esencialmente la misma caracter铆stica, un descenso r谩pido es necesario para minimizar el tiempo a bajas altitudes donde el rango espec铆fico es bajo y el flujo de combustible es alto para una velocidad de motor dada.
Durante el vuelo de crucero del avi贸n turborreactor, la disminuci贸n del peso bruto por el gasto de combustible puede resultar en dos tipos de control de crucero.
Durante un crucero a altitud constante, una reducci贸n en peso bruto requerir谩 una reducci贸n de velocidad y empuje de motor para mantener el coeficiente de sustentaci贸n 贸ptimo de crucero subs贸nico. Mientras tal crucero puede ser necesario para conformarse al flujo de tr谩fico, constituye una cierta ineficiencia de operaci贸n. Si el avi贸n no estuviera restringido a una altitud particular, mantener el mismo coeficiente de sustentaci贸n y velocidad del motor permitir铆a al avi贸n 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 m谩s eficiente.
El vuelo de crucero del avi贸n turborreactor comenzar谩 usualmente en o por encima de la tropopausa con el fin de proporcionar condiciones de rango 贸ptimo. Si el vuelo es conducido a ra铆z_cuadrada(CL)/CD max, coeficiente de sustentaci贸n y coeficiente de resistencia 贸ptimos. Cuando el avi贸n es fijado a estos valores de CL y CD y la TAS es mantenida constante, tanto la sustentaci贸n como la resistencia son directamente proporcionales a la relaci贸n de densidad, sigma. Tambi茅n, por encima de la tropopausa, el empuje es proporcional a sigma cuando la TAS y RPM son constantes. Como resultado, una reducci贸n de peso bruto por el gasto de combustible permitir铆a al avi贸n ascender pero el avi贸n permanecer铆a en equilibrio porque la sustentaci贸n, resistencia, y empuje var铆an todos de la misma manera. Esta relaci贸n es ilustrada por la figura 2.26.
La relaci贸n de sustentaci贸n, resistencia, y empuje es conveniente para, en parte, justificar la condici贸n de una velocidad constante. Por encima de la tropopausa, la velocidad del sonido es constante por lo tanto una velocidad constante producir铆a un n煤mero de Mach constante. En este caso, los valores 贸ptimos de ra铆z_cuadrada(CL)/CD y CD no var铆an durante el ascenso dado que el n煤mero de Mach es constante. El consumo espec铆fico 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 espec铆fico de combustible se asume constante durante el crucero-ascenso, las siguientes relaciones aplicar谩n:
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
condici贸n (1) aplica a alguna condici贸n conocida de peso, flujo de combustible, y rango espec铆fico a alguna altitud b谩sica original durante el crucero ascenso.
condici贸n (2) aplica a algunos nuevos valores de peso, flujo de combustible, y rango espec铆fico a alguna altitud diferente a lo largo de una trayectoria de crucero ascenso particular.
y
V = velocidad, nudos
M = n煤mero de Mach
W = peso bruto, lbs.
FF = flujo de combustible, lbs./hr.
SR = rango espec铆fico, nmi/lb.
sigma = relaci贸n de densidad de altitud
As铆, durante un vuelo de crucero-ascenso, un decremento del 10 por ciento en peso bruto del consumo de combustible crear铆a:
ning煤n cambio en n煤mero 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 espec铆fico
Una comparaci贸n importante puede ser hecha entre el crucero a altitud constante y el crucero-ascenso con respecto a la variaci贸n de rango espec铆fico. De las relaciones previas, un decremento del 2 por ciento en peso bruto durante el crucero crear铆a un incremento del 1 por ciento en rango espec铆fico en un crucero a altitud constante pero un incremento del 2 por ciento en rango espec铆fico en un crucero-ascenso a n煤mero de Mach constante. As铆, un rango espec铆fico promedio m谩s alto puede ser mantenido durante el gasto de un incremento dado de combustible. Si un avi贸n comienza un crucero en condiciones 贸ptimas en o por encima de la tropopausa con un peso de combustible dado, los siguientes datos proveen una comparaci贸n 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 avi贸n 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 proveer谩 un rango 18.2 por ciento mayor que el crucero a altitud constante. Esta comparaci贸n no incluye consideraci贸n de ninguna variaci贸n de consumo espec铆fico de combustible durante el crucero o los efectos de compresibilidad en definir la condici贸n de vuelo 贸ptimo. Sin embargo, la comparaci贸n es generalmente aplicable para aeronaves las cuales tienen crucero subs贸nico.
Cuando el avi贸n tiene un crucero supers贸nico para rango m谩ximo, la trayectoria de vuelo 贸ptima es generalmente una de n煤mero de Mach constante. El vuelo 贸ptimo es necesariamente—un crucero en ascenso. En este caso de crucero subs贸nico o supers贸nico, un Machmetro es de importancia principal en el control de crucero del avi贸n a reacci贸n.
El efecto del viento en el rango es de considerable importancia en las operaciones de vuelo. Por supuesto, un viento de frente siempre reducir谩 el rango y un viento de cola siempre aumentar谩 el rango. La selecci贸n de una altitud de crucero con los vientos m谩s favorables (o menos desfavorables) es un asunto relativamente simple para el caso del avi贸n propulsado por h茅lice. Dado que el rango del avi贸n propulsado por h茅lice no es grandemente afectado por la altitud, la altitud con los vientos favorables m谩s 贸ptimos es seleccionada para rango. Sin embargo, el rango del avi贸n turborreactor es grandemente afectado por la altitud as铆 que la selecci贸n de una altitud 贸ptima involucrar谩 considerar el perfil de viento con la variaci贸n del rango grandemente con la altitud, el turborreactor puede tolerar vientos menos favorables (o m谩s 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 m谩ximo de millas n谩uticas terrestres por libra de combustible. Como un ejemplo de una condici贸n extrema, considere un avi贸n volando hacia un viento de frente (headwind) el cual iguala la velocidad de crucero. En este caso, cualquier aumento en la velocidad mejorar铆a el alcance.
Para apreciar los cambios en velocidades 贸ptimas con varios vientos, refi茅rase a la ilustraci贸n de la figura 2.26. Cuando existen condiciones de viento cero, una l铆nea recta desde el origen tangente a la curva de flujo de combustible versus velocidad localizar谩 las condiciones de alcance m谩ximo. Cuando existe una condici贸n de viento de frente, la velocidad para el m谩ximo alcance con respecto al suelo (ground range) es localizada por una l铆nea tangente dibujada desde un desplazamiento de velocidad igual a la velocidad del viento de frente. Esto localizar谩 el alcance m谩ximo a alguna velocidad y flujo de combustible m谩s altos. Por supuesto, el alcance ser谩 menor que cuando se est谩 en condiciones de viento cero pero la velocidad y flujo de combustible m谩s altos minimizar谩n la p茅rdida de alcance debido al viento de frente. En un sentido similar, un viento de cola (tailwind) reducir谩 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 a茅rea de crucero 贸ptima cuando las velocidades del viento exceden el 25 por ciento de la velocidad de crucero con viento cero.
RENDIMIENTO DE AUTONOM脥A / ENDURANCE PERFORMANCE
La capacidad del avi贸n para convertir la energ铆a del combustible en tiempo de vuelo es un factor importante en las operaciones de vuelo. La "autonom铆a espec铆fica" (specific endurance) se define de la siguiente manera:
autonom铆a espec铆fica = horas de vuelo / lb. de combustible = 1 / flujo de combustible, lbs. por hora.
La autonom铆a espec铆fica es simplemente el rec铆proco del flujo de combustible, por lo tanto, la autonom铆a m谩xima (maximum endurance) se obtendr铆a con el flujo de combustible m谩s bajo en vuelo nivelado estable. Obviamente, el tiempo de vuelo m谩ximo de una cantidad dada de combustible proporcionar谩 la autonom铆a m谩xima. Generalmente, en el rendimiento subs贸nico, la velocidad a la que se logra la autonom铆a m谩xima es aproximadamente el 75 por ciento de la velocidad para el alcance m谩ximo (maximum range).
Aunque muchos factores diferentes pueden afectar la autonom铆a espec铆fica, los factores m谩s importantes bajo el control del piloto son la configuraci贸n y la altitud de operaci贸n. Por supuesto, para condiciones de autonom铆a m谩xima, el avi贸n debe estar en la configuraci贸n limpia y ser operado en las condiciones aerodin谩micas adecuadas.
EFECTO DE LA ALTITUD EN LA AUTONOM脥A, AVIONES PROPULSADOS POR H脡LICE / EFFECT OF ALTITUDE ON ENDURANCE, PROPELLER DRIVEN AIRPLANES
Dado que el flujo de combustible del avi贸n propulsado por h茅lice es proporcional a la potencia requerida, el avi贸n propulsado por h茅lice lograr谩 la autonom铆a espec铆fica m谩xima cuando se opere con la potencia m铆nima requerida. El punto de potencia m铆nima requerida se obtiene a un valor espec铆fico del coeficiente de sustentaci贸n (lift coefficient) para una configuraci贸n particular del avi贸n y es esencialmente independiente del peso o la altitud. Sin embargo, un aumento en la altitud aumentar谩 el valor de la potencia m铆nima requerida como se ilustra en la figura 2.27.
Si el consumo espec铆fico de combustible no estuviera influenciado por la altitud o la potencia del motor, la autonom铆a espec铆fica ser铆a directamente proporcional a la ra铆z cuadrada de sigma, por ejemplo, la autonom铆a espec铆fica a 22,000 pies (sigma = 0.498) ser铆a aproximadamente el 70 por ciento del valor al nivel del mar. Este ejemplo es muy cercano al caso del avi贸n con motor alternativo (reciprocating engine) ya que el consumo espec铆fico de combustible y la eficiencia de la h茅lice no se ven directamente afectados por la altitud. La conclusi贸n obvia es que la autonom铆a m谩xima del avi贸n con motor alternativo se obtiene a la altitud m谩s baja pr谩ctica.
La variaci贸n con la altitud de la autonom铆a m谩xima del avi贸n turboh茅lice requiere la consideraci贸n de factores de la planta motriz adem谩s avi贸n tendr谩 una autonom铆a espec铆fica m谩xima a 35,000 pies, que es al menos un 40 por ciento mayor que el valor m谩ximo al nivel del mar.
Si el avi贸n turborreactor est谩 a baja altitud y es necesario mantener la espera (hold) durante un tiempo considerable, la autonom铆a m谩xima en el aire se obtendr谩 iniciando un ascenso a una altitud 贸ptima dependiente de la cantidad de combustible disponible. Aunque se gasta combustible durante el ascenso, la mayor altitud proporcionar谩 una mayor autonom铆a total a diferencia de la producci贸n de una reducci贸n prohibitiva en la autonom铆a por el ascenso.
ALCANCE Y AUTONOM脥A FUERA DEL 脫PTIMO / OFF-OPTIMUM RANGE AND ENDURANCE
Hay muchas condiciones de operaciones de vuelo en las que el alcance o autonom铆a 贸ptimos no son posibles o pr谩cticos. En muchas instancias, las condiciones fuera del 贸ptimo resultan de ciertos requisitos operacionales o la simplificaci贸n del procedimiento operativo. Adem谩s, el rendimiento fuera del 贸ptimo puede ser el resultado de un mal funcionamiento o fallo de la planta motriz.
Las condiciones m谩s importantes se discuten para varios aviones seg煤n el tipo de planta motriz.
AVI脫N PROPULSADO POR MOTOR ALTERNATIVO / RECIPROCATING POWERED AIRPLANE
En la mayor铆a de los casos, el avi贸n propulsado por motor alternativo es operado a un crucero dictado por el motor. El uso en servicio probablemente definir谩 alg煤n ajuste de potencia continua que dar谩 una buena vida 煤til y una operaci贸n libre de problemas de la planta motriz. Cuando el alcance o la autonom铆a no son de especial inter茅s, el expediente simple es operar la planta motriz con el ajuste de potencia recomendado y aceptar cualquier velocidad, alcance o autonom铆a que resulte. Aunque tal procedimiento simplifica enormemente el asunto del control de crucero, la pr谩ctica no proporciona el conocimiento necesario para operar un avi贸n de alto rendimiento.
El fallo de un motor en el avi贸n propulsado por motor alternativo multimotor tiene ramificaciones interesantes. El primer problema que aparece es producir suficiente potencia de los motores restantes para mantener el avi贸n en el aire. factores del avi贸n y de la planta motriz. La planta motriz del turboh茅lice prefiere la operaci贸n a bajas temperaturas del aire de entrada y una potencia relativamente alta para producir un bajo consumo espec铆fico de combustible. Mientras que un aumento en la altitud aumentar谩 la potencia m铆nima requerida para el avi贸n, la planta motriz logra diferencias m谩s eficientes, la autonom铆a m谩xima del avi贸n turboh茅lice multimotor a bajas altitudes puede requerir apagar algunas de las plantas motrices para operar las restantes a un ajuste de potencia m谩s alto y eficiente.
EFECTO DE LA ALTITUD EN LA AUTONOM脥A, AVIONES TURBORREACTORES / EFFECT OF ALTITUDE ON ENDURANCE, TURBOJET AIRPLANES
Dado que el flujo de combustible del avi贸n propulsado por turborreactor es proporcional al empuje requerido, el avi贸n turborreactor alcanzar谩 la autonom铆a espec铆fica m谩xima cuando se opere al empuje m铆nimo requerido o (L/D)max. En vuelo subs贸nico, (L/D)max ocurre a un valor espec铆fico del coeficiente de sustentaci贸n para un avi贸n dado y es esencialmente independiente del peso o la altitud. Si un peso y configuraci贸n de avi贸n dados son operados a varias altitudes, el valor del empuje m铆nimo requerido no se ve afectado por la altitud como se muestra en la figura 2.27. Por lo tanto, es evidente que la configuraci贸n aerodin谩mica no tiene preferencia por la altitud (dentro de los l铆mites de compresibilidad) y la autonom铆a espec铆fica es una funci贸n solo del rendimiento del motor.
El consumo espec铆fico de combustible del motor turborreactor se ve fuertemente afectado por las RPM de operaci贸n y la altitud. Generalmente, el motor turborreactor prefiere el rango de operaci贸n cerca de la velocidad nominal normal del motor y las bajas temperaturas de la estratosfera para producir un bajo consumo espec铆fico 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 avi贸n turborreactor t铆pico experimenta un aumento en la autonom铆a espec铆fica con la altitud, con los valores m谩ximos ocurriendo en o cerca de la tropopausa.
Por ejemplo, un avi贸n turborreactor monomotor t铆pico. avi贸n turboh茅lice pero hay factores adicionales disponibles para influir en la autonom铆a espec铆fica a baja altitud. En otras palabras, la autonom铆a a baja altitud puede mejorarse apagando algunas plantas motrices y operando las restantes a un ajuste de potencia m谩s alto y eficiente. Muchos factores operacionales podr铆an decidir si tal procedimiento ser铆a una t茅cnica adecuada.
AVI脫N PROPULSADO POR TURBORREACTOR / TURBOJET POWERED AIRPLANE
El aumento de la altitud tiene un efecto poderoso tanto en el alcance como en la autonom铆a del avi贸n turborreactor. Como resultado de este poderoso efecto, el avi贸n turborreactor t铆pico alcanzar谩 la autonom铆a espec铆fica m谩xima en o cerca de la tropopausa. Adem谩s, el alcance espec铆fico m谩ximo generalmente ocurre a la altitud m谩s alta a la que la clasificaci贸n normal del motor puede sostener las condiciones 贸ptimas de crucero aerodin谩mico.
A condiciones de baja altitud de crucero, la velocidad del motor necesaria para sostener las condiciones aerodin谩micas 贸ptimas es relativamente baja y el consumo espec铆fico de combustible es relativamente pobre. Por lo tanto, a baja altitud, el avi贸n prefiere las velocidades bajas para obtener (ra铆z cuadrada de CL / CD)max pero la planta motriz prefiere las velocidades m谩s altas comunes a una mayor eficiencia del motor. El compromiso resulta en una autonom铆a espec铆fica m谩xima a velocidades de vuelo muy por encima de las condiciones aerodin谩micas 贸ptimas. En un sentido, las condiciones de crucero a baja altitud son dictadas por el motor.
La altitud es el factor m谩s importante que afecta el alcance espec铆fico del avi贸n turborreactor. Cualquier operaci贸n por debajo de la altitud 贸ptima tendr谩 un efecto notable en la capacidad de alcance y se debe dar la debida consideraci贸n a la p茅rdida de alcance. Adem谩s, los aviones turborreactores dise帽ados espec铆ficamente para largo alcance tendr谩n un gran porcentaje del peso bruto como combustible. Los grandes cambios en el peso bruto durante el crucero requerir谩n m茅todos particulares de control de crucero para extraer el alcance de vuelo m谩ximo. Una variaci贸n del perfil de vuelo 贸ptimo de crucero (Mach constante, crucero-ascenso, o cualquier t茅cnica apropiada) resultar谩 en una p茅rdida de capacidad de alcance.
El fallo de un motor durante el crucero 贸ptimo de un avi贸n turborreactor multimotor causar谩 una p茅rdida notable de alcance. Dado que el crucero 贸ptimo del turborreactor es generalmente un crucero limitado por empuje, la p茅rdida de parte del empuje total significa que el avi贸n debe descender a una altitud m谩s baja. Por ejemplo, si un jet bimotor comienza un crucero 贸ptimo a 35,000 pies (sigma = 0.31) y falla una planta motriz, el avi贸n debe descender a una altitud m谩s baja para que el motor operativo pueda proporcionar el empuje de crucero. La altitud resultante ser铆a aproximadamente 16,000 pies (sigma = 0.61).
As铆, el avi贸n experimentar谩 una p茅rdida de alcance restante en el punto del fallo del motor y la p茅rdida podr铆a explicarse por la velocidad aerodin谩mica verdadera (TAS) reducida y el aumento en el consumo espec铆fico de combustible (ct) debido a la mayor temperatura ambiente del aire. En el caso del avi贸n del ejemplo, el fallo del motor causar铆a una p茅rdida 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 permitir铆a una mayor altitud y aumentar铆a el alcance espec铆fico.
La autonom铆a m谩xima en el avi贸n turborreactor var铆a 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 espec铆fico de combustible al m铆nimo. Si el avi贸n turborreactor monomotor est谩 a baja altitud y debe esperar o resistir por un per铆odo de tiempo, debe comenzar un ascenso para aprovechar la mayor autonom铆a espec铆fica a mayor altitud. La altitud a la que subir ser谩 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 est谩n operando, es deseable subir a una altitud m谩s alta que es una funci贸n de la cantidad de combustible. Una alternativa a baja altitud. ser铆a proporcionar el empuje de autonom铆a con alg煤n(os) motor(es) apagado(s) y el(los) motor(es) restante(s) operando a una salida de potencia m谩s eficiente. Esta t茅cnica causar铆a una p茅rdida m铆nima de autonom铆a si se hace a baja altitud. La viabilidad de tal procedimiento depende de muchos factores operacionales.
En todos los casos, el avi贸n debe estar en la configuraci贸n externa m谩s limpia posible porque la autonom铆a espec铆fica es directamente proporcional a (L/D). problema ser谩 m谩s cr铆tico si el avi贸n est谩 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 avi贸n reducir谩n 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 configuraci贸n del avi贸n. Cuando la h茅lice en el motor inoperativo se pone en bandera (feathered), la resistencia a帽adida es m铆nima, pero hay resistencia a帽adida requerida para equilibrar la potencia asim茅trica. Cuando ambas fuentes de resistencia a帽adida se tienen en cuenta, (L/D)max se reduce pero no en cantidades significativas. Generalmente, si el consumo espec铆fico de combustible y la eficiencia de la h茅lice no se deterioran, el alcance espec铆fico m谩ximo no se reduce grandemente. En el avi贸n bimotor la potencia requerida debe ser suministrada por el motor restante y esto usualmente requiere m谩s que la clasificaci贸n m谩xima 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 espec铆fico de combustible aumenta grandemente. As铆, debe anticiparse una p茅rdida notable de alcance en el avi贸n bimotor. El fallo de un motor en el avi贸n de cuatro (o m谩s) motores puede permitir que las plantas motrices restantes operen en un rango de potencia econ贸mica. Si el avi贸n est谩 limpio, a baja altitud, y bajo peso bruto, es probable que el fallo de un motor no cause una p茅rdida de alcance. Sin embargo, la p茅rdida de dos motores es probable que cause una p茅rdida considerable de alcance.
Cuando el fallo del motor produce una situaci贸n cr铆tica de potencia o alcance, es posible un rendimiento mejorado con el avi贸n en la configuraci贸n limpia a baja altitud. Adem谩s, el lanzamiento de elementos de peso fungibles reducir谩 la potencia requerida y mejorar谩 el alcance espec铆fico.
AVI脫N PROPULSADO POR TURBOH脡LICE / TURBOPROP POWERED AIRPLANE
El motor de turbina tiene la preferencia por configuraciones de alta potencia y altas altitudes para proporcionar un bajo consumo espec铆fico de combustible. Por lo tanto, las condiciones fuera del 贸ptimo de alcance o autonom铆a pueden concernirse con altitudes menores que la 贸ptima. Altitudes menores que la 贸ptima pueden reducir el alcance pero la p茅rdida puede minimizarse en el avi贸n multimotor apagando algunas plantas motrices y operando las restantes a una salida m谩s eficiente. En este caso, el cambio del consumo espec铆fico de combustible se limita a la variaci贸n con la altitud.
Esencialmente existe la misma situaci贸n en el caso de fallo de motor al navegar en altitud 贸ptima. Si la h茅lice en el motor inoperativo se pone en bandera, la p茅rdida de alcance se limitar谩 al cambio en el consumo espec铆fico de combustible de la altitud de crucero reducida. Si existe una situaci贸n cr铆tica debido al fallo del motor, una reducci贸n en la altitud proporciona un beneficio inmediato debido a la reducci贸n de la potencia requerida y el aumento en la potencia disponible de las plantas motrices. Adem谩s, el lanzamiento de elementos de peso fungibles mejorar谩 el rendimiento y, por supuesto, la configuraci贸n limpia proporciona la resistencia par谩sita m铆nima.
La autonom铆a m谩xima del avi贸n turboh茅lice no var铆a tan grandemente con la altitud como el avi贸n turborreactor. Mientras que cada configuraci贸n tiene sus propios requisitos operativos particulares, la autonom铆a a baja altitud del avi贸n turboh茅lice monomotor requiere una consideraci贸n especial. El turborreactor monomotor generalmente experimentar谩 un aumento en la autonom铆a espec铆fica con un aumento en la altitud desde el nivel del mar. Sin embargo, si el avi贸n est谩 a baja altitud y debe esperar o resistir por un per铆odo de tiempo, la decisi贸n de comenzar un ascenso o mantener la altitud existente depender谩 de la cantidad de combustible disponible. El ascenso requiere combustible y los requisitos de combustible para el ascenso y la autonom铆a espec铆fica variable con la altitud. Un problema algo similar existe con el multimotor definen el l铆mite de rendimiento de giro m谩ximo (maximum turning performance).
El l铆mite aerodin谩mico (aerodynamic limit) describe el radio de giro m铆nimo disponible para el avi贸n cuando se opera a C_Lmax. Cuando el avi贸n est谩 a la velocidad de p茅rdida (stall speed) en vuelo nivelado, toda la sustentaci贸n es necesaria para sostener la aeronave en vuelo y ninguna est谩 disponible para producir un giro estable. Por lo tanto, el radio de giro a la velocidad de p茅rdida es infinito.
A medida que la velocidad aumenta por encima de la velocidad de p茅rdida, el avi贸n a C_Lmax es capaz de desarrollar una sustentaci贸n mayor que el peso y producir un radio de giro finito. Por ejemplo, a una velocidad del doble de la velocidad de p茅rdida, el avi贸n a C_Lmax es capaz de desarrollar un factor de carga de cuatro y utilizar un 谩ngulo 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 谩ngulo de alabeo que est谩 disponible aerodin谩micamente pero, debido a la tasa del aumento en velocidad y el efecto b谩sico en el radio de giro, el radio de giro se acerca a un valor m铆nimo absoluto. Cuando C_Lmax no se ve afectado por la velocidad, el radio de giro m铆nimo aerodin谩mico se acerca a este valor absoluto, el cual es una funci贸n de C_Lmax, W/S (carga alar), y sigma (densidad). En realidad, el 煤nico denominador com煤n del rendimiento de giro aerodin谩mico es la velocidad de p茅rdida del ala a nivel.
El l铆mite aerodin谩mico del radio de giro requiere que se utilice una mayor velocidad para producir factores de carga crecientes y mayores 谩ngulos de alabeo. Obviamente, velocidades muy altas requerir谩n factores de carga muy altos y el radio de giro m铆nimo aerodin谩mico absoluto requerir谩 un factor de carga infinito. Aumentar la velocidad por encima de la velocidad de p茅rdida eventualmente producir谩 el l铆mite del factor de carga y un aumento continuo en la velocidad por encima de este punto requerir谩 que el factor de carga y el 谩ngulo de alabeo se limiten para prevenir da帽os estructurales.
Cuando el factor de carga y el 谩ngulo de alabeo se mantienen constantes en el l铆mite estructural, el radio de giro var铆a como el cuadrado de la velocidad y aumenta r谩pidamente por encima del l铆mite aerodin谩mico. La intersecci贸n de las l铆neas del l铆mite aerodin谩mico y el l铆mite estructural es la "velocidad de maniobra (maneuver speed)". La velocidad de maniobra es la velocidad m铆nima necesaria para desarrollar aerodin谩micamente el factor de carga l铆mite (limit load factor) y produce el radio de giro m铆nimo dentro de las limitaciones aerodin谩micas y estructurales.
A velocidades menores que la velocidad de maniobra, el factor de carga l铆mite no est谩 disponible aerodin谩micamente y el rendimiento de giro est谩 limitado aerodin谩micamente. A velocidades mayores que la velocidad de maniobra, el factor de carga aerodin谩mico m谩ximo no est谩 disponible y el rendimiento de giro est谩 limitado estructuralmente.
Cuando se conocen la velocidad de p茅rdida y el factor de carga l铆mite para una configuraci贸n particular, la velocidad de maniobra se relaciona mediante la siguiente expresi贸n:
V_p = V_s * raiz_cuadrada(n limit)
donde
V_p = velocidad de maniobra (maneuver speed), nudos
V_s = velocidad de p茅rdida (stall speed), nudos
n limit = factor de carga l铆mite (limit load factor)
Por ejemplo, un avi贸n con un factor de carga l铆mite de 4.0 tendr铆a una velocidad de maniobra que es el doble de la velocidad de p茅rdida.
La l铆nea de l铆mite aerodin谩mico de la primera ilustraci贸n de la figura 2.30 es t铆pica de un avi贸n con un C_Lmax que es invariable con la velocidad. Si bien esto es aplicable para la mayor铆a de los aviones subs贸nicos, una diferencia considerable ser铆a t铆pica del avi贸n trans贸nico o supers贸nico en altitud. Los efectos de compresibilidad y los cambios en la potencia de control longitudinal pueden producir un C_L m谩ximo disponible que var铆a con la velocidad y un radio de giro aerodin谩mico que no es un m铆nimo absoluto al m谩ximo de velocidad.
La segunda ilustraci贸n de la figura 2.30 describe el rendimiento de giro a altitud constante de un avi贸n. Cuando un avi贸n est谩 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 m谩xima de nivel. Cualquier alabeo o giro a la velocidad m谩xima de vuelo nivelado incurrir铆a en una resistencia adicional y importante —si no m谩s importante— como el aumento de la velocidad de p茅rdida en el vuelo de viraje. Es importante tambi茅n 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 sustentaci贸n igualar谩 la fuerza centr铆fuga 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 = 谩ngulo de alabeo, grados
tasa de giro (turn rate)
ROT = (1,091 tan phi) / V
donde
ROT = tasa de giro, grados por segundo.
phi = 谩ngulo 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: 谩ngulo de alabeo, phi, y velocidad, V (TAS). As铆, cuando el avi贸n se vuela en el giro coordinado y estable a valores espec铆ficos de 谩ngulo de alabeo y velocidad, la tasa de giro y el radio de giro son fijos e independientes del tipo de avi贸n. Como ejemplo, un avi贸n en un giro estable y coordinado a un 谩ngulo de alabeo de 45 grados y una velocidad de 250 nudos (TAS) tendr铆a 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 avi贸n mantuviera el mismo 谩ngulo de alabeo a 500 nudos (TAS), el radio de giro se cuadruplicar铆a (r = 22,200 pies) y la tasa de giro ser铆a 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 谩ngulos 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 谩ngulo de ascenso o descenso es relativamente peque帽o. Si bien el efecto de la altitud en el rendimiento de giro no es inmediatamente aparente en estas curvas, el efecto principal se apreciar谩 a medida que una velocidad verdadera (TAS) aumentada para una velocidad equivalente dada (EAS).
RENDIMIENTO T脕CTICO / TACTICAL PERFORMANCE
Muchas maniobras t谩cticas requieren el uso de la capacidad de giro m谩xima (maximum turning capability) del avi贸n. La capacidad de giro m谩xima de un avi贸n estar谩 definida por tres factores:
(1) Capacidad de sustentaci贸n m谩xima (Maximum lift capability). La combinaci贸n del coeficiente de sustentaci贸n m谩ximo, C_Lmax, y la carga alar, W/S, definir谩 la capacidad del avi贸n para desarrollar aerodin谩micamente los factores de carga del vuelo de maniobra.
(2) L铆mites de resistencia operativa (Operating strength limits). Los l铆mites superiores de los factores de carga de maniobra que no da帽ar谩n la estructura primaria del avi贸n. Estos l铆mites no deben excederse en operaciones normales debido a la posibilidad de da帽o o fallo estructural.
(3) L铆mites de empuje o potencia (Thrust or power limits). Definir谩n la capacidad del avi贸n para girar a altitud constante. La condici贸n limitante ser铆a hasta que la resistencia aumentada por el factor de carga bajo y la resistencia inducida sea igual al empuje m谩ximo disponible de la planta motriz. Tal caso producir铆a la capacidad m谩xima de giro para mantener una altitud constante.
La primera ilustraci贸n de la figura 2.30 muestra c贸mo los l铆mites aerodin谩micos y estructurales...
RENDIMIENTO DE MANIOBRA / MANEUVERING PERFORMANCE
Cuando el avi贸n est谩 en vuelo de giro, el avi贸n no est谩 en equilibrio est谩tico pues debe desarrollarse el desequilibrio de fuerza para producir la aceleraci贸n del giro. Durante un giro coordinado y estable, la sustentaci贸n se inclina para producir un componente horizontal de fuerza para igualar la fuerza centr铆fuga del giro. Adem谩s, el componente vertical de la sustentaci贸n que es igual al peso del avi贸n. La Figura 2.28 ilustra las fuerzas que act煤an sobre el avi贸n en un giro coordinado y estable.
Para el caso del giro coordinado y estable, el componente vertical de la sustentaci贸n debe igualar el peso de la aeronave para que no haya aceleraci贸n en la direcci贸n vertical. Este requisito conduce a la siguiente relaci贸n:
n = L / W
n = 1 / cos phi
n = sec phi
donde
n = factor de carga o "G" (load factor)
L = sustentaci贸n, lbs. (lift)
W = peso, lbs. (weight)
phi = 谩ngulo de alabeo, grados (bank angle)
De esta relaci贸n es evidente que el giro coordinado y estable requiere valores espec铆ficos de factor de carga, n, en varios 谩ngulos de alabeo, phi.
Por ejemplo, un 谩ngulo 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 avi贸n estuviera en un alabeo de 60 grados y no se proporcionara sustentaci贸n para producir el factor de carga exacto de 2.0, el avi贸n estar铆a acelerando en la direcci贸n vertical as铆 como en la direcci贸n horizontal y el giro no ser铆a estable. Adem谩s, cualquier fuerza lateral (sideforce) en el avi贸n debido a deslizamiento (sideslip), etc., colocar铆a la fuerza aerodin谩mica resultante fuera del plano de simetr铆a perpendicular al eje lateral y el giro no estar铆a coordinado.
Como consecuencia de la sustentaci贸n 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 sustentaci贸n 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 aumentar谩n 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 谩ngulo de alabeo en el vuelo de giro. Dado que la resistencia inducida var铆a generalmente como el cuadrado de C_L, los siguientes datos proporcionan una ilustraci贸n del efecto del 谩ngulo de alabeo:
| 脕ngulo 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 despu茅s del despegue, y especialmente durante una situaci贸n cr铆tica de potencia por fallo o mal funcionamiento de una planta motriz. La resistencia inducida grandemente aumentada es justo lo que causar铆a que el avi贸n descendiera. Sin embargo, a medida que la velocidad se reduce por debajo de la velocidad m谩xima de vuelo nivelado, la resistencia par谩sita (parasite drag) se reduce y permite que el aumento de resistencia inducida acomode giros moderados dentro del empuje m谩ximo disponible. As铆, las consideraciones de altitud constante aumentar谩n el radio de giro m铆nimo aerodin谩mico y definir谩n un radio particular por encima del l铆mite aerodin谩mico.
Cada uno de los tres factores limitantes (aerodin谩mico, estructural y de potencia) puede combinarse para definir el rendimiento de giro de un avi贸n. Generalmente, los l铆mites aerodin谩micos y de potencia predominan a gran altitud, mientras que los l铆mites aerodin谩micos y estructurales predominan a baja altitud. El conocimiento de este rendimiento de giro es particularmente necesario para la operaci贸n efectiva de tipos de aviones de combate e interceptores.