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

Abstract

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.