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Propfan

Maqueta de un prototipo GE36 en el Museo Aeronáutico y Espacial Safran Primer plano del demostrador de propulsión PW-Allison 578-DX instalado en el lado de babor de un banco de ...

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Maqueta de un prototipo GE36 en el Museo Aeronáutico y Espacial Safran
Primer plano del demostrador de propulsión PW-Allison 578-DX instalado en el lado de babor de un banco de pruebas McDonnell Douglas MD-80.

Un propfan , también llamado propjet , motor de rotor abierto o motor de ventilador abierto , [ 1 ] [ 2 ] es un motor de aeronave que combina características de turbofanes y turbohélices . Utiliza palas de hélice curvas y avanzadas sin conducto . Los primeros prototipos de propfans comenzaron a probarse en la década de 1970, con el objetivo de combinar la velocidad de los turbofanes con la eficiencia de combustible de las turbohélices, especialmente a altas velocidades subsónicas. Sin embargo, nunca pasaron de la fase de pruebas y nunca se utilizaron comercialmente. A lo largo de las décadas, diferentes esfuerzos por perfeccionar el concepto han utilizado nombres como "rotor abierto" y "turbofan de derivación ultra alta (UHB)".

Definición

Comparación de la eficiencia propulsora para diversas configuraciones de motores de turbina de gas.

En la década de 1970, Hamilton Standard describió su propfan como "un propulsor de paso variable de múltiples palas, de pequeño diámetro y alta carga, con palas en flecha y perfiles aerodinámicos delgados y avanzados , integrado con una góndola contorneada para retardar el flujo de aire a través de las palas, reduciendo así las pérdidas por compresibilidad , y diseñado para operar con un motor de turbina y utilizando un engranaje reductor de una sola etapa , lo que resulta en un alto rendimiento". [ 3 ] En 1982, la revista semanal de aviación Flight International definió el propfan como una hélice con 8 a 10 palas muy en flecha que volaba a una velocidad de crucero de 390 a 480 nudos (450 a 550 millas por hora; 720 a 890 kilómetros por hora) , [ 4 ] aunque su definición evolucionó unos años más tarde con la aparición de los propfans contrarrotatorios . [ 5 ]

En 1986, el fabricante británico de motores Rolls-Royce utilizó el término rotor abierto como sinónimo del significado original de propfan. Esta acción tenía como objetivo diferenciar el tipo de motor propfan de varias propuestas de motores con conductos de la época que incluían propfan en sus nombres. [ 6 ] Para la década de 2000, rotor abierto (OR) se convirtió en el término preferido para la tecnología propfan en investigaciones e informes de noticias, y el rotor abierto contrarrotatorio (CROR) también se utilizaba ocasionalmente para distinguir entre propfans de rotación simple. A partir de 2015, la Agencia Europea de Seguridad Aérea (EASA) definió un rotor abierto de forma concreta (pero amplia) como "una etapa de ventilador de un motor de turbina que no está encerrada dentro de una carcasa"; en cambio, solo tenía una definición operativa de un motor de rotor abierto (el término más comúnmente utilizado para propfan en el siglo XXI), denominándolo "un motor de turbina con etapas de ventilador contrarrotatorias no encerradas dentro de una carcasa". El motor utiliza una turbina de gas para accionar una hélice contrarrotatoria sin cubierta (abierta) como una turbohélice, pero el diseño de la hélice en sí está más estrechamente acoplado al diseño de la turbina, y ambos están certificados como una sola unidad. [ 7 ]

En 2017, Ahmed El-Sayed, profesor de diseño y rendimiento de motores de aeronaves, diferenció entre turbohélices (que se utilizan desde la década de 1940) y hélices de propulsión (que aún no han avanzado más allá de unos pocos prototipos) según 11 criterios diferentes, entre ellos el número de palas, la forma de las palas, la velocidad de la punta, la relación de derivación , el número de Mach y la altitud de crucero . [ 8 ]

Historia

Aproximadamente una década después de que los ingenieros aeroespaciales alemanes comenzaran a explorar la idea de usar alas en flecha para reducir la resistencia aerodinámica en aeronaves transónicas , Hamilton Standard, en la década de 1940, intentó aplicar un concepto similar a las hélices de los aviones. Creó palas de hélice con una gran flecha y velocidades supersónicas en la punta, de modo que los motores con hélices expuestas pudieran impulsar aeronaves a velocidades y altitudes de crucero que solo se alcanzaban con los nuevos motores turborreactores y turbofanes . Las primeras pruebas de estas palas revelaron problemas de aleteo y tensión en las palas que entonces no se podían resolver , y los altos niveles de ruido se consideraron otro obstáculo. La popularidad de los turborreactores y turbofanes redujo la investigación en hélices, pero en la década de 1960, el interés aumentó cuando los estudios demostraron que una hélice expuesta impulsada por una turbina de gas podía propulsar un avión de pasajeros que volaba a una velocidad de Mach 0,7-0,8 y a una altitud de 35 000 pies (11 000 metros) . El término «propfan» se creó durante este período. [ 9 ]

Uno de los primeros motores que se asemejaba al concepto de hélice-ventilador fue el Metrovick F.5 de 4710 libras de fuerza (21,0 kilonewtons) , que presentaba dos ventiladores contrarrotatorios (14 palas en el ventilador delantero y 12 palas en el ventilador trasero) en la parte posterior del motor y se probó por primera vez en 1946. Sin embargo, las palas eran en su mayoría sin barrido. [ 10 ] Otros motores de hélice contrarrotatoria que se encontraban en aeronaves comunes incluían los cuatro potentes motores Kuznetsov NK-12 (cada uno impulsando su propio conjunto de hélices coaxiales contrarrotatorias) en el bombardero militar de alta velocidad Tupolev Tu-95 y el avión de transporte militar Antonov An-22 de la Unión Soviética , y los motores Armstrong Siddeley Double Mamba (ASMD) (ambos conectados a un único conjunto de hélices coaxiales contrarrotatorias) en el avión antisubmarino británico Fairey Gannet . Ambas configuraciones tenían cuatro palas prácticamente sin inclinación en la hélice delantera y en la hélice trasera.

Décadas de 1970 a 1980

Cuando la crisis del petróleo de 1973 provocó aumentos repentinos en los precios del petróleo a principios de la década de 1970, el interés en los propfans se disparó y la investigación financiada por la NASA comenzó a acelerarse. [ 11 ] El concepto de propfan fue esbozado por Carl Rohrbach y Bruce Metzger de la división Hamilton Standard de United Technologies en 1975 [ 12 ] y fue patentado por Rohrbach y Robert Cornell de Hamilton Standard en 1979. [ 3 ] El trabajo posterior de General Electric sobre propulsores similares adoptó el nombre de ventilador sin conducto, que era un motor turbofán modificado , con el ventilador colocado fuera de la góndola del motor en el mismo eje que las palas del compresor .

Durante esta época, los problemas de las hélices se volvieron solucionables. Se lograron avances en materiales estructurales, como el titanio y los compuestos de fibra de vidrio y grafito impregnados con resina . Estos materiales reemplazaron al aluminio y al acero en la construcción de las palas, lo que permitió fabricarlas más delgadas y resistentes. [ 13 ] El diseño asistido por computadora también fue útil para refinar las características de las palas. Dado que las palas se doblan y desvían con cargas de potencia y fuerza centrífuga elevadas , los diseños iniciales debían basarse en la forma en movimiento. Con la ayuda de las computadoras, los diseñadores de palas trabajaban a la inversa para encontrar la forma óptima sin carga para fines de fabricación. [ 14 ]

Programas de pruebas de vuelo

Instalación de prueba en tierra del motor Allison 501-M78 con una hélice Hamilton Standard de ocho palas y 2,7 ​​m (9,0 pies ) de diámetro para la evaluación de pruebas del ventilador de hélice de la NASA.  

Hamilton Standard, el único gran fabricante estadounidense de hélices para aeronaves, desarrolló el concepto de hélice propulsora a principios de la década de 1970. [ 15 ] Hamilton Standard probó numerosas variaciones en conjunto con la NASA . [ 16 ] [ 17 ]

Bajo el programa Propfan Test Assessment (PTA), Lockheed-Georgia propuso modificar un Gulfstream II para que actuara como banco de pruebas en vuelo para el concepto de propfan, mientras que McDonnell Douglas propuso modificar un DC-9 para el mismo propósito. [ 18 ] La NASA eligió la propuesta de Lockheed . Al Gulfstream II se le añadió una góndola en el ala izquierda, que contenía un motor turbohélice Allison 570 de 6000 caballos de fuerza (4500 kilovatios) (derivado del turboeje XT701 desarrollado para el helicóptero de carga pesada Boeing Vertol XCH-62 ). El motor utilizaba un propfan Hamilton Standard SR-7 de ocho palas, 9 pies de diámetro (2,7 metros; 110 pulgadas; 270 centímetros) , de rotación simple. El motor de prueba, que se denominó Allison 501-M78, [ 19 ] tenía una potencia de empuje de 9000 lbf (40 kN) . [ 20 ] Fue operado por primera vez en vuelo el 28 de marzo de 1987. [ 21 ] El extenso programa de pruebas, que costó alrededor de $56 millones, [ 22 ] acumuló 73 vuelos y más de 133 horas de tiempo de vuelo antes de finalizar el 25 de marzo de 1988. [ 23 ] En 1989, sin embargo, la aeronave de prueba volvió a volar del 3 al 14 de abril para medir los niveles de ruido en tierra durante el vuelo. [ 24 ] [ 25 ] El motor fue retirado después de eso, y la aeronave fue convertida en una aeronave de entrenamiento del transbordador espacial más tarde ese año. [ 26 ]  

El motor GE36 en un avión de demostración McDonnell Douglas MD-80 en el Salón Aeronáutico de Farnborough de 1988. El motor de ventilador sin conductos y sin engranajes tenía un diámetro total de 3,56 m (11,67 pies ) , con ocho o diez álabes en la parte delantera (dependiendo de la configuración particular) y ocho álabes en la parte trasera.  

El GE36 Unducted Fan (UDF), del fabricante estadounidense de motores General Electric (GE), con una participación del 35 % de su socio francés Snecma (ahora Safran ), era una variación del concepto original de propulsor y se asemejaba a un motor de pistón con configuración de empuje . El UDF de GE tenía un novedoso sistema de transmisión directa, donde la caja reductora fue reemplazada por una turbina libre de siete etapas y baja velocidad. Un conjunto de rotores de la turbina impulsaba el conjunto delantero de hélices, mientras que el conjunto trasero era impulsado por el otro conjunto de rotores que giraban en sentido contrario. La turbina tenía 14 filas de álabes con siete etapas. Cada etapa era un par de filas que giraban en sentido contrario. [ 27 ] A los fabricantes de aviones, que habían desconfiado de las cajas de engranajes propensas a problemas desde la década de 1950, les gustó la versión sin engranajes del propulsor-ventilador de GE: [ 14 ] Boeing tenía la intención de ofrecer el motor UDF propulsor de GE en la plataforma 7J7 (que habría tenido una velocidad de crucero de Mach 0,83), [ 28 ] y McDonnell Douglas planeaba hacer lo mismo en su avión de pasajeros MD-94X . El GE36 fue probado por primera vez montado en la estación de motor n.° 3 de un Boeing 727-100 el 20 de agosto de 1986. [ 29 ] El GE36 UDF para el 7J7 estaba planeado para tener un empuje de 25 000 libras-fuerza (110 kN) , pero GE afirmó que, en general, su concepto UDF podría cubrir un rango de empuje de 9000 a 75 000 lbf (40 a 334 kN) , [ 30 ] por lo que un motor UDF podría igualar o superar el empuje del CF6 , la familia de motores de fuselaje ancho de GE en ese momento.   

McDonnell Douglas desarrolló un avión de prueba de concepto modificando su MD-80 , propiedad de la compañía, que es apto para hélices debido a sus motores montados en la parte trasera del fuselaje (como su antecesor DC-9), en preparación para los posibles derivados MD-91 y MD-92 propulsados ​​por hélices y un posible avión MD-94X completamente nuevo. Reemplazaron el motor turbofán JT8D del lado izquierdo con el GE36. Los vuelos de prueba comenzaron en mayo de 1987, [ 31 ] que demostraron la aeronavegabilidad, las características aerodinámicas y la firma acústica del diseño. Después de las pruebas iniciales, se instaló una cabina de primera clase dentro del fuselaje trasero y se ofreció a los ejecutivos de las aerolíneas la oportunidad de experimentar el avión propulsado por UDF de primera mano. Los vuelos de prueba y de comercialización del avión demostrador equipado con GE concluyeron en 1988, mostrando una reducción del 30% en el consumo de combustible en comparación con el MD-80 propulsado por turbofán, cumplimiento total de la Etapa 3 de ruido y bajos niveles de ruido/vibración interior. El GE36 tendría el mismo empuje de 25 000 lbf (110 kN) en el MD-92X, pero el mismo motor se reduciría a 22 000 lbf (98 kN) de empuje para el MD-91X más pequeño. El MD-80 también fue probado con éxito en vuelo en abril de 1989 con el propulsor 578-DX , que era un prototipo de Allison Engine Company (en ese momento una división de General Motors ) que también derivaba del Allison XT701 y se construyó con hélices Hamilton Standard. El programa del motor fue desarrollado conjuntamente entre Allison y otra división de United Technologies, el fabricante de motores Pratt & Whitney . A diferencia del GE36 UDF competidor, el 578-DX era bastante convencional, con una caja de engranajes reductora entre la turbina de baja presión y las palas del propulsor. Debido a la caída del precio del combustible para aviones y al cambio de prioridades de marketing, Douglas archivó el programa del propulsor más tarde ese año.    

El prototipo del motor PW-Allison 578-DX se instaló en el mismo banco de pruebas MD-80. Este motor de hélice propulsora de engranajes y rotación contraria tiene un diámetro de 3,5 m (11,6 pies ) , con seis palas en la parte delantera y seis en la trasera.  

Otras aplicaciones propuestas

Otros anuncios sobre futuros aviones de pasajeros propulsados ​​por hélices incluyeron:

  • El Fokker FXX, un avión propulsado por hélice de 100 a 120 asientos que fue estudiado en 1982 [ 32 ].
  • El MPC 75 , un avión regional de 80 plazas, velocidad de crucero Mach 0,76 y alcance de 1.500 millas náuticas (1.700 millas; 2.800 km), fue concebido por Messerschmitt-Bölkow-Blohm (MBB) de Alemania Occidental y la Corporación China de Exportación/Importación de Tecnología Aeronáutica (CATIC); Como planta motriz de referencia se utilizaron dos motores General Electric GE38 -B5 UDF de transmisión directa que entregaban 9644 y 2190 lbf (4374 y 993 kgf; 42,90 y 9,74 kN) de empuje estático y crucero con un consumo específico de combustible de empuje (TSFC) de 0,240 y 0,519 lb/(lbf⋅h) (6,8 y 14,7 g/(kN⋅s)) , respectivamente, a través de un propulsor de hélice de 85 pulgadas (2,1 m) de diámetro con 11 y 9 palas en las hélices contrarrotatorias; Se propuso como planta motriz alternativa el motor de hélice propulsora con engranajes PW-Allison 501-M80E de 14 500 lbf (6600 kgf; 64 kN) de empuje estático , derivado del turboeje 501-M80C elegido para propulsar el avión de rotor basculante Osprey de la Armada de los Estados Unidos ; [ 33 ] posteriormente se describió el motor de hélice propulsora como uno con el núcleo del T406 (la designación militar para la planta motriz del Osprey), que contenía una hélice propulsora de 108 pulgadas de diámetro (2,7 m) que proporcionaba 2450 lbf (1110 kgf; 10,9 kN) de empuje en crucero con un TSFC de 0,51 lb/(lbf⋅h) (14 g/(kN⋅s)) [ 34 ] : 1090                    
  • El ATR 92, un avión de 100 asientos con una velocidad de crucero de 400 nudos (460 mph; 740 km/h) , cinco o seis asientos por fila, de Avions de Transport Regional (ATR, una empresa conjunta entre la francesa Aerospatiale y la italiana Aeritalia ) [ 35 ] y la española Construcciones Aeronáuticas SA (CASA), [ 36 ] que posiblemente estaría propulsado por el UDF [ 37 ]   
  • El Aerospatiale AS.100, un avión regional con un alcance de 1500 millas náuticas (1700 millas; 2800 km) , una velocidad de crucero de Mach 0,74–0,78 a 30 000 pies (9100 m) de altitud, [ 38 ] y una capacidad de 80–100 asientos, que podría estar propulsado por el UDF [ 37 ] o por una versión de hélice del motor de rotor basculante Allison T406 [ 36 ].     
  • El ATRA-90 (Advanced Technology Regional Aircraft), un avión de 83 a 115 asientos con un alcance de 1500 a 2100 millas náuticas (1700 a 2400 millas; 2800 a 3900 km) y una velocidad de crucero de Mach 0,8 a 30 000 pies (9100 m) de altitud, que iba a ser construido por una empresa conjunta multinacional formada por Industri Pesawat Terbang Nusantara ( IPTN ) de Indonesia, Boeing (EE. UU.), MBB (Alemania Occidental) y Fokker (Países Bajos) [ 38 ].     
  • El Tupolev Tu-334 , un avión de 126 asientos que puede recorrer 1.860 millas náuticas (2.140 millas; 3.450 km) con una carga útil de 11.430 kg (25.200 lb; 11,43 t; 12,60 toneladas cortas) , que está propulsado por dos hélices Progress (también conocidas como Lotarev) D-236 [ 39 ] con un consumo específico de combustible de 0,46 kg/kg de empuje/hora, un empuje de crucero de 1,6 toneladas-fuerza (3.500 lbf; 16 kN) y un empuje estático de 8 a 9 tf (18.000 a 20.000 lbf; 78 a 88 kN) [ 40 ]            
  • El Ilyushin Il-88 , sucesor del transporte táctico Antonov An-12 de cuatro turbohélices , estaría propulsado por dos hélices Progress D-236 de 11.000 hp (8.200 kW) [ 41 ].  
  • El Ilyushin Il-118, una mejora del avión de pasajeros Ilyushin Il-18 de cuatro turbohélices ; [ 42 ] propuesto en 1984, la aeronave estaría propulsada por dos hélices-fantasma D-236, con la hélice delantera de ocho palas de cada motor girando a una velocidad de 1100 rpm y la hélice trasera de seis palas girando a 1000 rpm para reducir el ruido y la vibración [ 43 ].
  • Un Antonov An-124 remotorizado , reemplazando los cuatro turbofanes Progress D-18T por hélices Kuznetsov NK-62 de 55 100 lbf de empuje (245,2 kN) [ 44 ].  

Rechazar

Ninguno de estos proyectos llegó a buen término, sin embargo, principalmente debido al ruido excesivo en la cabina (en comparación con los turbofanes) y los bajos precios del combustible. [ 45 ] Para General Electric, el GE36 UDF estaba destinado a reemplazar el turbofán de alto bypass CFM56 que producía con su socio Snecma en su empresa conjunta CFM International . En la década de 1980, el motor inicialmente no era competitivo frente a la oferta rival de International Aero Engines , el IAE V2500 . En diciembre de 1986, el presidente de Snecma declaró que el CFM56-5S2 en desarrollo sería el último turbofán creado para la familia CFM56, y que " No tiene sentido gastar más dinero en turbofanes. UDF es el futuro". [ 46 ] Sin embargo, el V2500 tuvo problemas técnicos en 1987, y el CFM56 ganó un gran impulso en ventas. General Electric perdió interés en que el GE36 canibalizara el CFM56, que tardó cinco años en recibir su primer pedido en 1979, y aunque "el UDF podía ser fiable según los estándares anteriores, los turbofanes estaban mejorando muchísimo". General Electric incorporó la tecnología de álabes del UDF directamente al GE90 , el motor a reacción más potente jamás producido, para el Boeing 777. [ 47 ]

década de 1990

El motor de hélice Progress D-236 en el avión de pruebas Yak-42 E-LL en el Salón Aeronáutico de París en 1991.

A principios de la década de 1990, la Unión Soviética / Rusia realizó pruebas de vuelo del Progress D-236 , un motor de hélice contrarrotatoria con engranajes basado en el núcleo del turbofán Progress D-36 , con ocho palas en la hélice delantera y seis en la trasera. Una de las plataformas de prueba fue un motor de hélice de 10 100 hp (7 500 kW) montado en un Ilyushin Il-76 y llevado al salón aeronáutico ILA 90 de Hannover, que estaba destinado a una aeronave de cuatro hélices no identificadas. [ 48 ] El D-236 voló 36 veces para un total de 70 horas de prueba de vuelo en el Il-76. [ 49 ] El otro banco de pruebas fue una unidad de 10.990 hp (8.195 kW) , 14 pies (4,2 m; 170 pulgadas; 420 cm) montada en un Yakovlev Yak-42 E-LL y volada al Salón Aeronáutico de París de 1991 , como demostración del planeado avión Yak-46 con motores de hélice gemelos, [ 50 ] que en su versión básica de 150 asientos tendría un alcance de 1.900 millas náuticas (2.200 millas; 3.500 km) y un crucero a una velocidad de 460 nudos (530 mph; 850 km/h; 780 pies/s; 240 m/s) [ 51 ] (Mach 0,75). [ 52 ] Los soviéticos afirmaron que el D-236 tenía una eficiencia aerodinámica real del 28 por ciento y un ahorro de combustible del 30 por ciento en comparación con un turbohélice equivalente . También revelaron planes para hélices con potencias de 14.100 y 30.200 hp (10.500 y 22.500 kW) . [ 48 ]                  

Ventiladores de hélice Progress D27 instalados en un prototipo del Antonov An-70.

Al igual que el Progress D-236, el motor de hélice Progress D-27, más potente, es una hélice contrarrotativa con ocho palas delanteras y seis traseras, [ 52 ] pero el D-27 tiene palas compuestas avanzadas con una relación espesor-cuerda reducida y una curvatura más pronunciada en el borde de ataque . [ 53 ] Un motor que se lanzó en 1985, el D-27 [ 54 ] entrega 14 000 hp (10 440 kW) de potencia con 27 000 lbf (119 kN) de empuje en el despegue. [ 55 ] Dos hélices D-27 montadas en la parte trasera impulsaron el Antonov An-180 ucraniano , que estaba programado para un primer vuelo en 1995 y una entrada en servicio en 1997. [ 56 ] En enero de 1994, Antonov presentó el primer prototipo del avión de transporte militar An-70 , propulsado por cuatro Progress D-27 acoplados a alas montadas en la parte superior del fuselaje. [ 55 ] La Fuerza Aérea Rusa realizó un pedido de 164 aeronaves en 2003 , que posteriormente fue cancelado. En 2013, todavía se creía que el An-70 tenía un futuro prometedor como avión de carga. [ 57 ] Sin embargo , dado que el componente de hélice del Progress D-27 es fabricado por la empresa rusa SPE Aerosila , el An-70 se vio obstaculizado por la guerra ruso-ucraniana . En cambio, Antonov comenzó a trabajar con Turquía en 2018 para rediseñar el An-70 como un An-77 renombrado , de modo que la aeronave pueda cumplir con los requisitos actuales sin la participación de proveedores rusos. [ 58 ]    

siglo XXI

En la primera década del siglo XXI, el aumento de los precios del combustible para aviones incrementó el énfasis en la eficiencia del motor/estructura del avión para reducir las emisiones, lo que renovó el interés en el concepto de hélice-ventilador para aviones de pasajeros más allá del Boeing 787 y el Airbus A350 XWB. Por ejemplo, Airbus patentó diseños de aeronaves con hélice-ventiladores contrarrotatorios gemelos montados en la parte trasera. [ 59 ] Rolls-Royce tenía los diseños de hélice-ventilador con engranajes RB.509-11 configurados en la parte trasera (empuje) y RB.509-14 configurados en la parte delantera (tractor), que producían 15 000–25 000 lbf de empuje (6800–11 300 kgf; 67–111 kN) utilizando el generador de gas de su motor XG-40 [ 60 ] con 13 000 hp (9700 kW) de potencia en el eje. [ 61 ] En la década de 1980, mostró poco interés en la tecnología de hélices-ventiladores [ 62 ] , aunque desarrolló un diseño de rotor abierto que se consideró finalista para el avión de fuselaje estrecho Irkut MS-21 . [ 63 ] El motor Rolls-Royce RB3011 tendría un diámetro de aproximadamente 170 pulgadas (430 cm; 14 pies; 4,3 m) y requeriría una caja de engranajes de 16 000 hp de eje (12 000 kW) . [ 64 ]          

Maqueta de rotor abierto de Safran en 2017.

La Comisión Europea lanzó una demostración de rotor abierto en 2008 liderada por Safran dentro del programa Clean Sky financiado con 65 millones de euros durante ocho años. Un demostrador fue ensamblado en 2015 y probado en tierra en mayo de 2017 en su banco de pruebas al aire libre en Istres , con el objetivo de reducir el consumo de combustible y las emisiones de CO2 asociadas en un 30% en comparación con los turbofanes CFM56 actuales . [ 65 ] Después de completar las pruebas en tierra a finales de 2017, el motor de rotor abierto con engranajes de Safran había alcanzado el nivel de madurez tecnológica 5. [ 66 ] La hélice delantera de doce palas y la hélice trasera de diez palas del demostrador tenían diámetros de 13,1 y 12,5 pies (4,0 y 3,8 m; 160 y 150 pulgadas; 400 y 380 cm) , respectivamente. El demostrador, basado en el núcleo del motor de caza militar Snecma M88 , utiliza hasta 12 200 caballos de fuerza (9 megavatios) , proporciona un empuje de aproximadamente 22 000 lbf (100 kN) y alcanzaría una velocidad de crucero de Mach 0,75. [ 67 ] Sin embargo, el futuro motor de rotor abierto de Safran tendría un diámetro máximo de casi 14,8 pies (4,50 m; 177 pulgadas; 450 cm) . [ 68 ]          

En 2007, el Progress D-27 fue modificado con éxito para cumplir con las regulaciones de Etapa 4 de la Administración Federal de Aviación (FAA) de los Estados Unidos, que corresponden a los estándares del Capítulo 4 de la Organización de Aviación Civil Internacional (OACI). [ 69 ] Un estudio comercial de 2012 proyectó que el ruido del propfan sería 10–13 decibelios más silencioso que lo permitido por las regulaciones de Etapa 4. [ 70 ] Los límites de ruido de Etapa 5 reducen los límites en solo siete decibelios de ruido percibido efectivo ( EPNdB ), [ 71 ] dentro del rango de ruido del propfan. El estudio también proyectó que los rotores abiertos serían un nueve por ciento más eficientes en combustible, pero seguirían siendo 10–12 decibelios más ruidosos que los turbofanes. [ 70 ] Snecma afirmó que sus motores propfan tendrían aproximadamente los mismos niveles de ruido que su motor turbofán CFM LEAP . [ 72 ]

En 2021, CFM International anunció su programa de desarrollo Revolutionary Innovation for Sustainable Engines (RISE) para producir un propulsor de hélice de una sola etapa, accionado por engranajes, acoplado a estatores activos en una configuración de tractor/tirador, con pruebas de vuelo que comenzarían en 2025. Se esperaba que el rotor tuviera un diámetro de 12 a 13 pies (3,7 a 4,0 m) . Se esperaba que el motor produjera de 20 000 a 35 000 lbf (9 100 a 15 900 kgf; 89 a 156 kN) de empuje, con un aumento del 20 % en la eficiencia del combustible. La empresa afirmó que su motivación era el énfasis global en la reducción de emisiones. El motor estaba diseñado para ser compatible tanto con hidrógeno como con combustibles de aviación sostenibles . Se esperaba que el motor incluyera un núcleo compacto de alta presión y un sistema de recuperación para precalentar el aire de combustión con el calor de escape, junto con compuestos de matriz cerámica en la sección caliente y álabes de ventilador de material compuesto moldeados por transferencia de resina. Además del rotor, el diseño incluye un conjunto de álabes de estator de paso variable no giratorios que actúan como paletas de recuperación de flujo. El diseño aumenta la relación de presión del ventilador y reduce la carga del rotor, aumentando la velocidad del aire. La etapa del ventilador será impulsada por un compresor de refuerzo de alta velocidad y una caja de engranajes delantera de alta velocidad y baja presión accionada por eje. El motor está programado para ser certificado como un "motor integrado" en lugar de un "motor/hélice" tradicional debido a la complejidad de su integración en la estructura del avión. [ 73 ] CFM planeó un rotor aerodinámicamente tridimensional con 12 álabes compuestos de fibra de carbono tejida. Ayudado por un núcleo de motor más pequeño, el motor CFM RISE tendría una relación de derivación de 75. [ 74 ]     

Desafíos

Diseño de la hoja

Los turbohélices tienen una velocidad óptima por debajo de aproximadamente 450 mph (390 nudos; 720 km/h) [75] porque las hélices pierden eficiencia a alta velocidad debido a un efecto conocido como resistencia de onda que ocurre justo por debajo de las velocidades supersónicas . Esta potente resistencia tiene un inicio repentino y dio origen al concepto de barrera del sonido cuando se descubrió por primera vez en la década de 1940. Este efecto puede ocurrir siempre que la hélice gire lo suficientemente rápido como para que las puntas de las palas se aproximen a la velocidad del sonido.   

La forma más eficaz de abordar este problema es añadiendo palas a la hélice, lo que le permite entregar más potencia a una velocidad de rotación menor. Por eso, muchos diseños de cazas de la Segunda Guerra Mundial comenzaron con hélices de dos o tres palas, pero al final de la guerra utilizaban hasta cinco; a medida que se introducían motores con más potencia, se necesitaban nuevas hélices para convertir esa potencia de forma más eficiente. Añadir palas dificulta el equilibrio y el mantenimiento de la hélice, y las palas adicionales provocan pequeñas penalizaciones en el rendimiento debido a problemas de resistencia y eficiencia. Pero incluso con este tipo de medidas, con el tiempo, la velocidad de avance del avión combinada con la velocidad de rotación de las puntas de las palas de la hélice (conocida conjuntamente como velocidad de punta helicoidal) volverá a generar problemas de resistencia de onda. Para la mayoría de las aeronaves, esto ocurrirá a velocidades superiores a unos 720 km/h (450 mph ) .   

Hélice de barrido

Un método para disminuir la resistencia de onda fue descubierto por investigadores alemanes en 1935 : inclinar el ala hacia atrás. Hoy en día, casi todas las aeronaves diseñadas para volar muy por encima de 450 mph (390 nudos; 720 km/h) usan un ala en flecha . Dado que el interior de la hélice se mueve más lento en la dirección de rotación que el exterior, la pala se inclina progresivamente más hacia atrás hacia el exterior, lo que da como resultado una forma curva similar a una cimitarra , una práctica que se usó por primera vez en 1909, en la hélice de madera de dos palas Chauvière utilizada en el Blériot XI . (En la raíz de la pala, la pala en realidad se inclina hacia adelante en la dirección de rotación, para contrarrestar la torsión que se genera en las puntas de las palas inclinadas hacia atrás). [ 76 ] El propulsor de prueba Hamilton Standard se inclinó progresivamente hasta un máximo de 39 grados en las puntas de las palas, lo que permitió que el propulsor produjera empuje incluso cuando las palas tenían una velocidad de punta helicoidal de aproximadamente Mach 1.15. [ 77 ]   

Las palas del GE36 UDF y del 578-DX tenían una velocidad máxima en la punta de aproximadamente 750–800 ft/s (230–240 m/s; 510–550 mph; 820–880 km/h) . [ 78 ] Esta velocidad se mantendría constante a pesar de un diámetro de hélice mayor o menor mediante el cambio de las RPM máximas. [ 5 ]    

La resistencia aerodinámica también puede reducirse al hacer las palas más delgadas, lo que aumenta la velocidad que pueden alcanzar antes de que el aire que tienen delante se vuelva compresible y cause ondas de choque. Por ejemplo, las palas del propulsor de prueba Hamilton Standard tenían una relación espesor-cuerda que disminuía desde menos del 20 % en la unión del cono hasta el 2 % en las puntas y el 4 % en la mitad de la envergadura. [ 77 ] Las palas del propulsor tenían aproximadamente la mitad de la relación espesor-cuerda de las mejores palas de hélice convencionales de la época, [ 79 ] se adelgazaban hasta alcanzar un filo similar al de una navaja en sus bordes, [ 14 ] [ 80 ] y pesaban tan solo 20 libras (9,1 kg) . [ 81 ] (El motor GE36 UDF que se probó en el Boeing 727 tenía palas delanteras y traseras que pesaban 22,5 y 21,5 lb (10,2 y 9,8 kg) cada una). [ 82 ]   

Comparación del motor de hélice con otros tipos de motores de aeronaves de eficacia probada comercialmente.

Ruido

Uno de los principales problemas del sistema de hélice propulsora es el ruido. Las investigaciones sobre este sistema en la década de 1980 descubrieron maneras de reducir el ruido, pero a costa de una menor eficiencia en el consumo de combustible, lo que mitigó algunas de las ventajas de este sistema.

Los métodos generales para reducir el ruido incluyen disminuir la velocidad de las puntas y la carga de las palas, o la cantidad de empuje por unidad de superficie de la pala. Un concepto similar a la carga alar , la carga de las palas se puede reducir disminuyendo el empuje requerido o aumentando la cantidad, el ancho y/o la longitud de las palas. Para los propulsores de hélice contrarrotatorios, que pueden ser más ruidosos que los turbohélices o los propulsores de hélice de rotación simple, el ruido también se puede reducir mediante: [ 83 ]

  • aumentando la distancia entre las hélices;
  • mantener las palas de la hélice trasera más cortas que las de la hélice delantera, de modo que las palas de la hélice trasera eviten cortar los vórtices de la punta de la pala de la hélice delantera ( interacción pala-vórtice );
  • utilizando un número diferente de palas en las dos hélices, para evitar el refuerzo acústico ; y
  • girar la hélice delantera y la hélice trasera a diferentes velocidades, también para evitar el refuerzo acústico. [ 43 ]

Ruido comunitario

Los fabricantes de motores esperan que las implementaciones de hélices-ventilador cumplan con las regulaciones de ruido para la comunidad (a diferencia de las cabinas) sin sacrificar la ventaja de eficiencia. Algunos creen que las hélices-ventilador pueden potencialmente causar un menor impacto en la comunidad que los turbofanes, dadas sus velocidades de rotación más bajas. Las hélices-ventilador con engranajes deberían tener una ventaja sobre las hélices-ventilador sin engranajes por la misma razón. [ 84 ]

En 2007, el Progress D-27 fue modificado para cumplir con las regulaciones de Etapa 4 de la Administración Federal de Aviación (FAA) de los Estados Unidos, que corresponden a los estándares del Capítulo 4 de la Organización de Aviación Civil Internacional (OACI) y fueron adoptados en 2006. [ 69 ] Un estudio comercial de 2012 de la NASA proyectó que el ruido de la tecnología de rotor abierto existente sería 10–13 EPNdB acumulados más silencioso que el nivel máximo de ruido permitido por las regulaciones de Etapa 4. [ 70 ] [ 85 ] Los nuevos límites de ruido de Etapa 5 (que reemplazaron las regulaciones de Etapa 4 para aeronaves más grandes en 2018 y reflejaron el estándar de ruido del Capítulo 14 de la OACI establecido en 2014) son más restrictivos que el requisito de Etapa 4 por solo siete EPNdB acumulados, [ 71 ] por lo que la tecnología actual de hélice-fan no debería verse obstaculizada por los estándares de Etapa 5. (El término "acumulativo" se utiliza para combinar los márgenes EPNdB de despegue lateral, sobrevuelo de despegue y aproximación en relación con los niveles de ruido de certificación). El estudio también proyectó que, en los niveles de tecnología actuales, los rotores abiertos serían un nueve por ciento más eficientes en combustible, pero seguirían siendo entre 10 y 12 EPNdB acumulativos más ruidosos que las futuras aeronaves con turbofanes avanzados de relación de derivación ultra alta . [ 70 ] [ 85 ] Snecma estima, a partir de pruebas de rotor abierto, que sus motores de hélice tendrían aproximadamente los mismos niveles de ruido que su motor turbofán CFM LEAP , [ 72 ] que entró en servicio en 2016.

Se pueden lograr reducciones adicionales rediseñando la estructura de la aeronave para protegerla del ruido proveniente del suelo. Por ejemplo, otro estudio estimó que si se utilizaran motores de hélice-fan para propulsar una aeronave de ala híbrida en lugar de una aeronave convencional de ala y tubo, los niveles de ruido podrían reducirse hasta en 38 EPNdB acumulados en comparación con los requisitos del Capítulo 4 de la OACI. [ 86 ] En 2007, la aerolínea británica de bajo coste easyJet presentó su concepto ecoJet, una aeronave de 150 a 250 asientos con motores de rotor abierto montados en V unidos al fuselaje trasero y protegidos por una cola en U. [ 87 ] Inició conversaciones sin éxito con Airbus, Boeing y Rolls-Royce para producir la aeronave. [ 88 ]

Tamaño

Un avión bimotor que transporta entre 100 y 150 pasajeros requeriría diámetros de hélice-ventilador de 120 a 168 pulgadas (300 a 430 cm; 10,0 a 14,0 pies; 3,0 a 4,3 m) [ 77 ] y una hélice-ventilador con un diámetro de 236 pulgadas (600 cm; 19,7 pies; 6,0 m) produciría teóricamente casi 60 000 lbf (270 kN) de empuje. [ 89 ] Estos tamaños logran las altas relaciones de derivación deseadas de más de 30, pero son aproximadamente el doble del diámetro de los motores turbofán de capacidad equivalente. [ 67 ] Por esta razón, los fabricantes de aeronaves suelen diseñar el empenaje con una configuración de cola en T para evitar que la turbulencia de la hélice influya negativamente en los elevadores y cause problemas de vibración en ellos. Las hélices-ventilador pueden estar fijadas a la parte superior del fuselaje trasero . Para el prototipo de propulsor Rolls-Royce RB3011 , se requeriría un pilón de aproximadamente 8,3 pies (2,54 m; 100 pulgadas; 254 cm) de largo para conectar el centro de cada motor al lateral del fuselaje. [ 90 ] Si los propulsores se montan en las alas, estas se unirían a la aeronave en una configuración de ala alta , lo que permite la distancia al suelo sin requerir un tren de aterrizaje excesivamente largo . Para la misma cantidad de potencia o empuje producido, un ventilador sin conducto requiere palas más cortas que un propulsor con engranajes, [ 91 ] aunque los problemas generales de instalación siguen siendo válidos.             

Clasificación de salida

Los turbohélices y la mayoría de los propfans se clasifican según la cantidad de caballos de fuerza al eje (shp) que producen, a diferencia de los turbofans y los propfans UDF, que se clasifican según la cantidad de empuje que generan. La regla general es que, a nivel del mar con un motor estático, 1 caballo de fuerza al eje (750 vatios) equivale aproximadamente a 2 libras-fuerza (8,9 N) de empuje, pero a altitud de crucero, esto cambia a aproximadamente 1 libra-fuerza (4,4 N) de empuje. Esto significa que dos motores de 25 000 lbf de empuje (110 kN) teóricamente pueden reemplazarse con un par de propfans de 12 000–13 000 hp al eje (8 900–9 700 kW) o con dos propfans UDF de 25 000 lbf de empuje (110 kN) . [ 5 ]       

Lista de aficionados a las hélices

Aviones con hélices de propulsión

Aeronaves propuestas con hélices propulsadas

Véase también

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