Estudio experimental del efecto aerodinámico de hélices pusher sobre la estabilidad de comandos a altos ángulos de ataque

Los primeros desarrollos de vehículos aéreos más pesados que el aire heredaron de las embarcaciones la posición de la hélice, siendo esta ubicada en la parte posterior empujando la aeronave. De esta manera recibieron la denominación de hélice de empuje o pusher en inglés. Esta configuración tiene algunas ventajas operativas respecto a la convencional hélice tractora, entre las cuales se pueden mencionar la mejor visibilidad que presenta el piloto para su pilotaje, la expulsión de los gases de escape en un punto posterior a la cabina que disminuye el ruido en cabina, como así también cuando la aeronave se utiliza para observación al suelo, para emplear la proa de esta con el objeto de introducir instrumental o equipos de detección al suelo. Las ventajas aerodinámicas de esta configuración son la reducción de la resistencia de piel y una mejor eficiencia aerodinámica del ala contribuyendo a la sustentación, ya que la aeronave se enfrenta a un flujo limpio sin componentes rotacionales debido a un impulsor delante. Al mismo tiempo se produce un aumento del desempeño de la hélice al recibir un flujo con menor velocidad y un aumento del ángulo de pérdida del ala por la succión de la hélice. La escasa cantidad de documentación y reportes de cómo se comporta aerodinámicamente esta configuración motiva el interés de evaluarla para conocer la respuesta ante las condiciones entre las que se considera el análisis del efecto aerodinámico sobre un dispositivo hipersustentador de borde de fuga expuesto a altos ángulos de ataque, como así también en condiciones estacionarias en un amplio rango de ángulos de ataque. En el desarrollo de las tareas experimentales, previo a los ensayos con el fin de conocer el campo fluidodinámico completo de la sección de prueba se realiza la caracterización del flujo en el túnel de viento, utilizando mediciones del campo de velocidad del túnel de viento limpio con anemometría de hilo caliente. Estas mediciones permitieron determinar el perfil de velocidades en la sección de prueba como así también la intensidad de turbulencia. Con el fin de realizar los ensayos experimentales se proyectó, diseñó y construyó un modelo, incluyendo un dispositivo hipersustentador móvil, al cual se le acopla un impulsor con hélice en la configuración indicada para su estudio. Sobre el mismo se midieron distribuciones de presión (ala y dispositivo móvil). Se realizaron ensayos estacionarios que consistieron en la medición de las presiones para un amplio rango de ángulos de ataque que permitió comparar los resultados con la bibliografía correspondiente. Estos resultados presentaban los mismos comportamientos analizados en dicha bibliografía, lo que permitió validar el modelo de ensayo y estudiar la estabilidad del comando a partir del cálculo del coeficiente de momento de charnela. Para dichos ensayos se constató que el coeficiente de momento de charnela depende tanto del ángulo de ataque como de la deflexión del flap con un comportamiento típico de un perfil con curvatura, cuando la hélice se encuentra en reposo. Una vez analizados los resultados de los ensayos estacionarios, se realizaron ensayos no estacionarios, donde el modelo fue estudiado en tres ángulos de ataque representativos. Se utilizó un dispositivo generador de perturbaciones en el flujo incidente que permitió simular altos ángulos de ataque. Se encontró que los parámetros estudiados afectan los resultados respecto a las características fluidodinámicas del comando y su estabilidad, mediante el análisis del coeficiente de momento de charnela donde se encontró la dependencia con el ángulo de ataque, la deflexión del flap y la rotación de la hélice.Facultad de Ingenierí

Estudio experimental sobre la influencia del ciclo de actividad en la inyección pulsada de aire como elemento de control de flujo

En este trabajo se realizaron ensayos de inyección pulsada de aire en una cavidad cúbica de 10 cm de lado para intentar determinar experimentalmente el efecto del ciclo de actividad de la onda cuadrada que gobierna la señal de inyección sobre las presiones medidas en la pared opuesta al chorro de aire y el caudal de inyección. El aire se inyectó a través de un orificio centrado en una cara de la cavidad enfrentada a la pared donde se ubicaron las tomas de presión. Se establecieron las condiciones del flujo en 6 bares de presión, 4 litros por minuto de caudal, 5 valores de frecuencia (5, 10, 15, 20 y 25 Hz) y 3 ciclos de actividad (20, 50 y 80%) para cada frecuencia. Se encontró que el ciclo de actividad afecta inversamente a los valores pico de presión medidos en la pared opuesta a la descarga y a los valores de caudales de inyección, ya que, a menor ciclo de actividad, estos fueron mayores. Estos resultados indican el potencial de la variación del ciclo de actividad en la utilización de sistemas de control activo con inyección de aire, ya que se obtienen mejores características y son menos costosos que aquellos de frecuencias mayores. Luego a partir de las mediciones realizadas se calcularon valores de velocidad y radio de dispersión para comparar la teoría de chorro continuo con los datos experimentales de chorro pulsante. Para las velocidades se observaron discrepancias entre los resultados del ensayo y los valores analíticos, pero se atribuyen a la naturaleza de la inyección, ya que ésta es pulsante y la teoría utiliza inyección continua. De esta manera se puede asumir que las velocidades calculadas a partir de inyección pulsante son aproximadamente 3 veces mayores que las velocidades obtenidas a partir de inyección continua de aire. Por último, cuando se trata del radio de dispersión sucede algo similar a lo ocurrido con las velocidades ya que también se utilizó la teoría de chorro de aire turbulento, para ambos casos se obtuvo un factor de corrección para poder utilizar las ecuaciones planteadas para chorro continuo en el caso de que se utilice chorro pulsante.Facultad de Ingenierí

Estudio experimental sobre la influencia del ciclo de actividad en la inyección pulsada de aire

Una cavidad expuesta a un flujo de aire produce varios fenómenos aerodinámicos dependiendo de factores como las dimensiones, la velocidad de la corriente libre, la interacción con el resto del fuselaje, etc. Pero se pueden agrupar en dos efectos para su estudio; uno es el aumento de la resistencia y el otro es el efecto aeroacústico. Este último no solo genera molestias a los pasajeros y a los alrededores de los aeropuertos, sino que también puede afectar la estructura con fenómenos de resonancia. Los primeros trabajos sobre el estudio de cavidades se remontan a la década del 50, donde se empezaron a obtener mediciones de presión en las paredes para distintas relaciones de profundidad y largo, también se observó el fenómeno acústico. Pero fue en el trabajo de Rossiter en 1964 en donde se plantea un método para la medición de la frecuencia de los tonos producidos por el flujo de aire en cavidades abiertas. En 1990 un trabajo de la NASA recoge mucha información para aumentar la base de datos con mediciones de presión y velocidad, observándose entre otras cosas que existe menos inestabilidad en cavidades profundas para bajos números de Reynolds que en cavidades poco profundas.En las últimas décadas los avances se dieron en las formas de control del flujo en cavidades. Según Cattafesta [5], se pueden clasificar las técnicas de eliminación de oscilaciones en cavidades en control pasivo y activo, luego el activo se divide entre lazo abierto y lazo cerrado, y este último puede ser estático o dinámico. Trabajos con inyección pulsada de aire indican que se consiguen mejores resultados que cuando se utiliza inyección continua. Shaw [8, 9] sugiere que la magnitud de la disminución de los decibeles del efecto aeroacústico es función del caudal y de la frecuencia de pulsación. También muestra que se logra satisfactoriamente el control cuando se utilizan frecuencias de excitación un orden de magnitud mayor o un orden de magnitud menor a la del fenómeno. Una de las líneas de investigación de la UIDET LaCLyFA (con trabajos [6, 7], donde se estudia el efecto de la inyección de aire en cavidades), compone la fuente de experiencia directa para la realización del presente trabajo. En este trabajo se presentan los resultados de ensayos de inyección pulsada de aire en una cavidad cúbica de 10 cm de lado para intentar determinar experimentalmente el efecto del ciclo de actividad (de la onda cuadrada que gobierna la señal de inyección) sobre las presiones medidas en la pared opuesta al chorro de aire y el caudal inyectado.Sección: Ingeniería Aeronáutica.Facultad de Ingenierí

Estudio experimental del efecto aerodinámico de una hélice impulsora sobre un comando bajo la acción de una ráfaga

Utilizando un modelo de ala con flap simple y un conjunto motor/hélice impulsora, se realizaron ensayos en túnel de viento para estudiar la respuesta de dicho modelo a una perturbación en el flujo que modelaba una ráfaga. La escasa cantidad de documentación y reportes de cómo se comporta aerodinámicamente esta configuración motiva el interés de evaluarla para conocer la respuesta ante las condiciones entre las que se considera el análisis del efecto aerodinámico sobre un dispositivo hipersustentador de borde de fuga expuesto a una perturbación producida por una ráfaga. Para mostrar el efecto de una perturbación en el flujo que representa una ráfaga en el modelo de ala con flap y hélice impulsora se analizaron los datos en función del tiempo de ensayo. La zona no estacionaria muestra un fenómeno transitorio como respuesta a la perturbación provocada por el dispositivo generador de ráfaga.Facultad de Ingenierí

Estudio experimental del efecto aerodinámico de una ráfaga sobre un ala con flap y hélice impulsora

En los estudios de generadores de ráfaga en túnel de viento primero se busca un tipo de ráfaga determinado, ya sea mediante métodos pasivos a través de grillas o modificando la capa límite del túnel de viento, o mediante métodos activos, es decir, la utilización de generadores de ráfaga. Luego con la ráfaga caracterizada se introduce el modelo de ensayo para estudiar como este se ve afectado. El estudio de la influencia de las ráfagas en las aeronaves se encuentra resumido en el trabajo de Donely (1950), allí se indica que puede dividirse en tres fases: la primera es la determinación de la estructura de la ráfaga, la segunda es la reacción de la aeronave a ráfagas de estructura conocida y la tercera es la determinación de la estadística pertinente. En el trabajo de Tang y Dowell (2002) el generador de ráfaga es un cilindro ranurado rotante que permite el control de la frecuencia de la ráfaga para una amplitud determinada por un perfil ubicado aguas arriba del cilindro. Por otro lado, en el trabajo de Grissom y Devenport (2004) el generador de ráfaga consiste en una serie de diez vanos verticales que ocupan la altura completa del túnel de viento y tienen la capacidad de rotar periódicamente controlados independientemente por motores paso a paso. Un concepto distinto de generación de ráfaga es evidenciado en el trabajo de Deshpande y otros (2014) donde la ráfaga se produce a partir de la apertura de dos laterales especialmente diseñados con vanos rotativos para controlar la variación periódica de velocidad del túnel. Otra posibilidad de generador de ráfaga en el túnel de viento es la que utilizaron Poussot-Vassal y otros (2016), se trata de dos alas con un perfil aerodinámico determinado cuya envergadura es igual al ancho del túnel de viento y pueden oscilar en un punto al cuarto de cuerda a partir del accionamiento de 4 servomotores hidráulicos sincronizados. Utilizando un modelo de ala con un flap simple y un conjunto motor – hélice impulsora, se realizaron ensayos en túnel de viento para estudiar la respuesta de dicho modelo a una perturbación en el flujo que modelizaba una ráfaga.Facultad de Ingenierí

Estudio experimental de un ala flapeada con una hélice en configuración pusher en flujo turbulento

Este trabajo y otros previamente han sido motivados por un efecto observado en una aeronave experimental, donde luego del cambio de motorización se observó una importante vibración en los flaps del ala, y luego de que se aumentó mínimamente la distancia relativa entre la hélice y el ala, este efecto disminuyó considerablemente. A diferencia de los trabajos anteriores, las mediciones para el presente trabajo fueron realizadas sobre un nuevo modelo con mayor cantidad de tomas de presión y con instrumental capaz de adquirir a una frecuencia mayor, con el objetivo de determinar la naturaleza fluctuante del fenómeno.Facultad de Ingenierí

Simulador para la estimación del campo acústico externo generado en la fase de despegue de un vehículo lanzador

En el diseño de sistemas de protección acústica para vehículos lanzadores resulta necesario disponer de información sobre el campo acústico externo que se desarrolla durante las distintas fases de vuelo, debido a que inducen cargas acústicas sobre la carga útil. De esta forma, los sistemas de protección son diseñados en función de los niveles sonoros incidentes esperados. Este trabajo tiene como propósito presentar un simulador basado en un método de cálculo semi-empírico, que permite estimar parámetros referentes a la presión acústica presente en el despegue, los cuales pueden ser utilizados para un prediseño de los sistemas de protección. Se describe el método de cálculo, junto con sus hipótesis y el alcance de aplicación, y se realizan comparaciones entre datos registrados para un lanzador y los resultados calculados. Además, se presenta una interfaz gráfica desarrollada en Python para la utilización del programa.Facultad de Ingenierí

Estudio experimental del efecto a grandes ángulos de ataque de una hélice pusher sobre los comandos de un ala

La configuración pusher o de empuje se caracteriza por presentar la hélice detrás del plano sustentador, ya sea el ala o el plano de cola. El interés en su estudio está creciendo debido a la aplicación en vehículos aéreos no tripulados (VANT). Cuando la hélice se ubica detrás del ala, esta configuración ofrece un mejor desempeño de la hélice, ya que la velocidad de entrada del aire es inferior debido a la presencia del ala, y de la misma manera, mejora el desempeño del ala ya que se encuentra un flujo sin perturbaciones. Estos resultados son dependientes de la posición relativa de la hélice y el ala. Otro beneficio de la configuración de empuje es que aumenta el ángulo de pérdida del ala en la zona de la hélice y hasta dos veces y media el radio de esta, por la adhesión del flujo a causa de la succión. En el presente trabajo se muestran los resultados de ensayos de medición de distribución de presiones sobre el ala para variadas características del flujo incidente, un amplio rango de ángulos de ataque y distintos ángulos de deflexión del flap. Debido al bajo número de Reynolds, la presencia de la hélice corriente abajo afecta al ala corriente arriba. Este trabajo y otros previamente han sido motivados por un efecto observado en una aeronave experimental, donde luego del cambio de motorización se observó una importante vibración en los flaps del ala. La nueva motorización reducía la distancia entre la hélice y el borde de fuga del ala, pero luego de que se aumentó mínimamente esta distancia, el efecto disminuyó considerablemente. A diferencia de los trabajos anteriores, las mediciones para el presente trabajo fueron realizadas sobre un nuevo modelo con mayor cantidad de tomas de presión y con instrumental capaz de adquirir a una frecuencia mayor, con el objetivo de determinar la naturaleza fluctuante del fenómeno.Facultad de IngenieríaLaboratorio de Capa Límite y Fluidodinámica Ambienta

About the Effect on the Airfoil Wake Induced by Periodic Mobile Flap

The flow in the wake of an aerodynamic airfoil gives us information about the flow pattern that generates the aerodynamic forces. This wake will depend not only on the geometry of the model, but also on the characteristics of the incident flow. If the airfoil has a flow control system, it can modify the characteristics of the resulting flow field. The wake turbulence in this case will be modified. In the near wake, it will be possible to study the mechanisms of generation and vortex shedding, while the analysis of the distant wake provides us with information on the general fluid-dynamic field resulting from the aero-dynamic forces. The objective of the present work is to study the develop of the fluid-dynamic structures found in the NACA 4412 airfoil wake, as well as the development of the same structures when flow control techniques are applied by means of an oscillating Gurney Flap place in the lower surface of the wing model, close to the trailing edge. The flow control system was set at different frequencies. In order to study the effect of the control mechanism on the wake, hot wire anemometry techniques were used. Two components of the velocity vector were measured - longitudinal and vertical by means of a vertical array of three sensors acquiring simultaneously. Velocity fluctuations will be analyzed, as well as turbulence intensities, integral scales and flow energy, in order to quantify the turbulent wake generated and understand the mechanisms involved in its generation.Fil: Marañon Di Leo, Julio. Universidad Nacional de La Plata. Facultad de Ingeniería. Departamento de Aeronáutica. Laboratorio de Capa Límite y Fluído Dinámica Ambiental; Argentina. Consejo Nacional de Investigaciones Científicas y Técnicas. Centro Científico Tecnológico Conicet - La Plata; ArgentinaFil: Delnero, Juan Sebastian. Universidad Nacional de La Plata. Facultad de Ingeniería. Departamento de Aeronáutica. Laboratorio de Capa Límite y Fluído Dinámica Ambiental; Argentina. Consejo Nacional de Investigaciones Científicas y Técnicas. Centro Científico Tecnológico Conicet - La Plata; ArgentinaFil: Echapresto Garay, Iban. Universidad Nacional de La Plata. Facultad de Ingeniería. Departamento de Aeronáutica. Laboratorio de Capa Límite y Fluído Dinámica Ambiental; Argentina. Consejo Nacional de Investigaciones Científicas y Técnicas. Centro Científico Tecnológico Conicet - La Plata; ArgentinaFil: Gamarra, Ariel Nicolas. Universidad Nacional de La Plata. Facultad de Ingeniería. Departamento de Aeronáutica. Laboratorio de Capa Límite y Fluído Dinámica Ambiental; ArgentinaFil: Mantelli, Pablo Marcelo. Universidad Nacional de La Plata. Facultad de Ingeniería. Departamento de Aeronáutica. Laboratorio de Capa Límite y Fluído Dinámica Ambiental; ArgentinaFil: Donati, Javier. Universidad Nacional de La Plata. Facultad de Ingeniería. Departamento de Aeronáutica. Laboratorio de Capa Límite y Fluído Dinámica Ambiental; Argentina. Consejo Nacional de Investigaciones Científicas y Técnicas. Centro Científico Tecnológico Conicet - La Plata; Argentin

Estudio experimental de la doble pérdida en un perfil aerodinámico

Este trabajo analiza de manera experimental el efecto conocido como “doble pérdida” sobre un perfil aerodinámico bajo condiciones de flujos turbulentos incidentes. En este caso un perfil Wortmann FX 63-137, utilizado en palas de aerogeneradores. La aparición de más de una solución para el patrón de flujo alrededor de un perfil aerodinámico operando a un determinado ángulo de ataque en la región de pérdida puede ser estudiada mediante la aerodinámica de grandes ángulos y sus mecanismos asociados. (Párrafo extraído del texto a modo de resumen)Facultad de Ingenierí