Ensayos de propulsión turbohélice y de pistón para UAS

La decisión de propulsión en una aeronave MALE o HALE es una disciplina completamente diferente a la de elegir un motor eléctrico y una hélice. Un motor turbohélice o de pistón de combustible pesado conlleva una toma de aire, un escape, un sistema de refrigeración y una hélice lo suficientemente grande como para interactuar de manera significativa con el fuselaje en el que está montada; todo ello a velocidad y altitud de crucero reales, no en el régimen de baja velocidad y bajo número de Reynolds en el que opera un pequeño UAV eléctrico.

1. Dos motores reales, dos problemas reales de integración

Los dos ejemplos emblemáticos de esta clase ilustran lo diferente que puede ser el concepto de "propulsión" incluso dentro de la misma familia de aeronaves. El MQ-1 Predator original estaba propulsado por un único Rotax 914F, un motor de pistón turboalimentado de cuatro cilindros y cuatro tiempos con una potencia de unos 115 hp , refrigerado por aire en los cilindros y por agua en las culatas, que accionaba una hélice impulsora bipala de velocidad constante . La aeronave volaba a una velocidad de crucero de entre 84 y 135 mph, a unos 25.000 pies, durante más de 24 horas seguidas.

Su sucesor de mayor tamaño, el MQ-9 Reaper , está propulsado por un turbohélice Honeywell TPE331-10 con control electrónico digital del motor , que también acciona una hélice impulsora multipala de paso variable montada en la parte trasera . Según General Atomics, la aeronave opera hasta a 50.000 pies, vuela a una velocidad de crucero de 240 nudos (KTAS) y tiene una autonomía de más de 27 horas.

Ambas aeronaves optaron por la misma arquitectura básica —una hélice impulsora montada en la parte trasera del fuselaje— a pesar de que una funciona con gasolina mediante un motor de pistón y la otra con combustible de aviación mediante un turbohélice. Esta elección arquitectónica no es un aspecto secundario en un programa de túnel de viento; es fundamental.

2. Por qué la configuración impulsora supone un problema de ensayo en sí misma

Una hélice impulsora montada detrás del fuselaje no recibe aire limpio de la corriente libre: ingiere la estela del fuselaje y, dependiendo de la geometría, la del ala y el empenaje que la preceden. Ese flujo de entrada ya está distorsionado antes de llegar al disco de la hélice, y la hélice, a su vez, introduce su propio giro del flujo y perturbación de presión hacia adelante en el campo de flujo de la cola. Un ensayo en banco de pruebas solo para la hélice, o un ensayo aerodinámico solo para el ala, no caracteriza ninguna de las partes de esa interacción; cada una solo tiene sentido si se mide en presencia de la otra.

Esto refleja un hallazgo más amplio y documentado en la investigación sobre la integración de la entrada de la hélice y la propulsión del fuselaje: la presencia de la hélice altera de forma medible la distribución de la presión total e introduce una distorsión por giro del flujo, y los efectos del flujo de admisión y escape en un fuselaje con propulsión integrada pueden modificar la relación sustentación-resistencia y el momento de cabeceo. Estos efectos solo se manifiestan cuando el sistema de propulsión y el fuselaje se ensayan de forma conjunta, no por separado.

3. Qué debe abarcar realmente el ensayo de integración

El fuselaje completo con una hélice representativa presente , no el resultado de un banco de empuje exclusivo para la hélice superpuesto a la polar de un fuselaje limpio; la configuración impulsora implica específicamente que ambos elementos no son independientes.
La calidad del flujo de entrada en toda la envolvente de vuelo. La toma de aire de un turbohélice debe proporcionar niveles aceptables de recuperación de presión y distorsión a la cara del motor en condiciones de crucero, ascenso y cualquier situación de alto ángulo de ataque que incluya el perfil de la misión, un requisito que no tiene equivalente en un motor eléctrico.
Los efectos de la integración del escape sobre la resistencia aerodinámica y el momento de cabeceo , ya que está documentado que el flujo de admisión y escape modifica ambos de forma medible, y una misión de clase MALE se basa en la eficiencia de crucero, donde las pequeñas penalizaciones por resistencia se acumulan en vuelos de más de 24 horas.
La contabilización de la resistencia de refrigeración específicamente para un grupo motopropulsor de pistón : un motor de pistón refrigerado por líquido o por aire presenta una resistencia aerodinámica por el flujo de refrigeración que un motor eléctrico simplemente no genera, y debe registrarse en el mismo ensayo que el resto del presupuesto de resistencia del fuselaje.
La interacción de la estela de la hélice con la cola , ya que una configuración impulsora sitúa el empenaje directamente en, o cerca de, el flujo de entrada y la estela de la hélice; un acoplamiento que varía en función del régimen de potencia y el ángulo de ataque.

4. Cinco errores que observamos

Ensayar la hélice y el fuselaje como dos campañas separadas. En una configuración impulsora, el flujo de entrada de la hélice proviene de la estela del fuselaje y el flujo de la cola del fuselaje está moldeado por la hélice; ninguno de los ensayos por sí solo captura este acoplamiento.
Omitir la medición de la distorsión de entrada porque "el fabricante del motor la especifica". Las especificaciones del fabricante asumen un flujo de entrada limpio y sin distorsiones; la distorsión con el motor instalado en el fuselaje es un efecto de instalación que la hoja de especificaciones del motor no puede predecir.
Tratar la resistencia de refrigeración como una idea de última hora en la integración del motor. Para un grupo motopropulsor de pistón, el flujo de refrigeración forma parte del presupuesto de resistencia de la aeronave desde el primer día, no es una corrección que se aplica una vez finalizado el ensayo aerodinámico.
Asumir que la propulsión turbohélice y la de pistón comparten un plan de ensayo. El requisito de recuperación de presión de entrada de un turbohélice y el requisito de flujo de aire de refrigeración de un motor de pistón son problemas físicos diferentes con necesidades de instrumentación distintas.
No realizar ensayos en diferentes regímenes de potencia. La interacción de la estela de la hélice con la cola cambia con el empuje, por lo que un ensayo con un único régimen de potencia pasa por alto cómo varía ese acoplamiento a lo largo del perfil real de la misión: las potencias de ascenso, crucero y espera no son puntos de ensayo intercambiables.

5. Qué significa esto para su programa

Indíquenos su tipo de motor, la configuración de la hélice y el perfil de potencia de la misión , y definiremos el alcance de un ensayo de integración fuselaje-propulsión que capture de forma conjunta los efectos de admisión, escape, refrigeración y estela de la hélice, no como ensayos de banco separados añadidos a la polar de un fuselaje limpio. Lectura relacionada: nuestro artículo principal sobre

long-range fixed-wing UAS testing

Fuentes y notas

Propulsión del MQ-1 Predator (motor de pistón turboalimentado de cuatro cilindros Rotax 914F con una potencia aproximada de 115 hp, cilindros refrigerados por aire con culatas refrigeradas por agua, hélice impulsora bipala de velocidad constante, velocidad de crucero de aproximadamente 84–135 mph a unos 25.000 pies para misiones de más de 24 horas): coherente con las especificaciones del motor publicadas por el fabricante (página del producto Rotax, "914 UL | F") y el historial del programa MQ-1 Predator de General Atomics.
Propulsión del MQ-9A Reaper (turbohélice Honeywell TPE331-10 con control electrónico digital del motor, altitud máxima de 50.000 pies, velocidad de crucero de 240 KTAS, autonomía de más de 27 horas): General Atomics Aeronautical Systems, "MQ-9A Reaper (Predator B)".
La configuración de hélice impulsora montada en la parte trasera tanto en el fuselaje del Predator como en el del Reaper es una característica documentada del diseño de la familia Predator/Reaper de General Atomics.
Los efectos de la integración de la entrada de la hélice (cambios medibles en la distribución de la presión total y la distorsión por giro del flujo con la hélice activa) y los efectos de la integración de la admisión/escape en la relación sustentación-resistencia y el momento de cabeceo son hallazgos documentados en la literatura publicada sobre simulación y túnel de viento para la integración de la entrada de la hélice y la propulsión del fuselaje.
Las directrices sobre la metodología de ensayo (ensayo combinado de hélice y fuselaje, medición de la distorsión de entrada, contabilización de la resistencia de refrigeración, ensayo de la estela de la hélice con múltiples regímenes de potencia) son prácticas de ingeniería de TunnelTech.

Integración de propulsión turbohélice y de pistón para UAS de largo alcance