PROJETO AERODINÂMICO DE HÉLICES

PROJETO AERODINÂMICO DE HÉLICES Prof. Dr. José Eduardo Mautone Barros UFMG Propulsão Departamento de Engenharia Mecânica Curso de Engenharia Aeroespacial Apoio técnico Marco Gabaldo Frederico Vieira de Lima 1

3. Hélice como Sistema Propulsivo 3.3 Sistema de Passo Ajustável Ajustável em solo Ajustável em voo Sistema hidráulico deslizante com contrapesos Em geral com duas posições: Passo fino (decolagem) Passo grosso (cruzeiro) 2

3. Hélice como Sistema Propulsivo 3.4 Hélice de Velocidade Constante Mantém a velocidade de rotação do eixo da hélice constante durante o voo. Assim, o passo da hélice se altera com a mudança da velocidade da aeronave. Portanto, a potência (C P ) requerida se mantém aproximadamente constante. 3

3. Hélice como Sistema Propulsivo 3.4 Hélice de Velocidade Constante 4

3.4 Hélice de Velocidade Constante Usa engrenagens cônicas na raiz da das pá das hélice (hélices maiores). O atuador é hidráulico na maior parte dos sistemas. O governador consiste em contrapesos rodando a uma velocidade proporcional a rotação do motor e controla o passo da hélice. Uma manete permite o ajuste de passo pelo piloto. 5

3.4 Hélice de Velocidade Constante O sistema de velocidade constante é mostrado na figura incluindo a posição de bandeira da hélice. A bomba hidráulica é acionada pelo motor e uma bomba elétrica entra no caso de falha do motor. 6

3.4 Hélice de Velocidade Constante Sistema de velocidade constante de hélices Hartzell 7

3.4 Hélice de Velocidade Constante O cilindro possui uma ranhura que segue o pino do pistão de acionamento rodando a engrenagem cônica na sua ponta. As diferentes inclinação são para proteção no posicionamento do passo para evitar reversão em voo, por exemplo. Elas criam atrito e assim exigem o acionamento da bomba auxiliar e/ou válvulas para mudar o passo além daquele ponto. O percurso 1 de -22 a +16 da figura corresponde a reversão de empuxo. O percurso 2 de +16 a +55, corresponde a posição de velocidade constante. O percurso 3 de +55 a +82 corresponde a posição de bandeira. 8

3.4 Hélice de Velocidade Constante Acionamento elétrico (puro ou eletro hidráulico) Govenador eletrônico (Airbus A400 by UTC) Aviação Geral MT-Propellers (Alemanha) certificado 9

3. Hélice como Sistema Propulsivo 3.1 Polar de Hélice (Lowry, 1999) É uma relação linear entre o coeficiente de tração e o de potência: C T J 2 = m C P J 2 + b A potência do motor depende linearmente da pressão de admissão, esta determinada pela posição da manete de potência e da pressão ambiente. Assim, para uma dada altitude e posição da manete de potência, a razão C P /J 2 só depende da velocidade da aeronave. 10

3.1 Polar de Hélice É usada, nos ensaios em voo, para estimar a tração da aeronave para uma dada posição de manete de potência do motor, altitude e velocidade da aeronave. Também é apropriada para modelos em tempo real de aeronaves a hélice para uso em simuladores de voo e sistemas otimização de trajetórias. Método aplicado à hélices de passo fixo ou ajustável no solo. 11

3. Hélice como Sistema Propulsivo 3.2 Mapa Genérico de Hélices Método usado pela BAC (Boeing Aircraft Company 1940) para bombardeiros pesados (motor > 2000 kw) Adaptado por Lowry (1999) para Aviação Geral (GA) (motor < 260 kw) Usado para hélices de velocidade constante (rotação constante) 1/3 Baseado na proporcionalidade η α J/C P Usando um fator de ajuste X 12

3.2 Mapa Genérico de Hélices BAC Aviação de grande porte (> 2000kW) Para baixas razão de avanço O fator de ajuste está no gráfico seguinte. CENSURADO 13

3.2 Mapa Genérico de Hélices BAC Gráfico para cálculo do fator de ajuste (X) em função da atividade total (TAF) e hélices simples ou contra rotativas. 14

3.2 Mapa Genérico de Hélices BAC Correção de compressibilidade na ponta das pás. Observar a unidades inglesas 15

3.2 Mapa Genérico de Hélices GA Aviação Geral (<260 kw) X =0,001515*TAF-0,0880 C PX = C P X 16

3.2 Mapa Genérico de Hélices GA Fator de redução de velocidade devido a fuselagem da aeronave (estimativa de empuxo instalado) (Slow Down Efficiency Factor - SDEF) Z = D fuselagem D hélice SDEF = 1,05263 0,00722Z 0,16462Z 2 0,18341Z 3 Hélice Impulsora η = SDEF Z η(mapa) Obs: Diâmetro da fuselagem medido a um diâmetro da hélice do plano desta! SDEF = 1,05263 0,04185Z 0,01481Z 2 0,62001Z 3 Hélice Tratora 17

3. Hélice como Sistema Propulsivo 3.5 Instalação na Aeronave Hélice frontal (tração) é a mais usada Hélice traseira (Impulsão) gera menos interferência aerodinâmica com a fuselagem da aeronave A nacele elevada é usada em hidroaviões A posição no leme gera cargas estruturais elevadas 18

3.5 Instalação na Aeronave Uma zona de segurança deve ser demarcada para proteção dos passageiros e tripulantes contra desprendimento das pás da hélice ( ± 5 do plano da hélice) Na instalação de um motor único frontal, a hélice não deve ser alinhada com o eixo da fuselagem: O eixo da hélice deve estar acima da linha do CG, inclinado para baixo (1 a 2 da horizontal) para aumentar a estabilidade a arfagem O eixo da hélice deve ser inclinado lateralmente para compensar o rolamento causado pela reação ao torque do motor (1 a 2 a direita para hélices que giram no sentido horário vista da cabine) Distância ao solo (> 1/3 Raio da hélice) 19

3.5 Instalação na Aeronave Sentido de rotação Horário (clockwise) Anti-horário (counterclockwise) Monomotor único sentido de rotação Multimotor pode ter sentido de rotação diferentes em cada motor para reduzir desbalanceamento (EMBRAER CBA 123 e Airbus A400) 20

3. Hélice como Sistema Propulsivo 3.6 Sistemas Anti-gelo (De-Ice system) Elétrico Ar quente da sangria (bleed) do compressor 21

3. Hélice como Sistema Propulsivo 3.12 Demonstrações 1. Considere os seguintes dados de voo de um CESNA 172P, com uma hélice McCauley 1C160/DTN7557. Calcular a eficiência propulsiva da hélice pelo mapa genérico de hélices GA e BAC. Comparar. Rotação 2400 rpm, Potência 200 hp, Altitude 5000 ft, Velocidade da aeronave 150 KTAS, Diâmetro da Hélice 7 ft, Hélice bipá, fator de atividade da pá 100. 22

Bibliografia PAULINY, J. The overview of propellers in general aviation. Bachelor s Thesis. Brno: Brno University of Technology, 2012. TORENBEEK, E. Synthesis of Subsonic Airplane Design. Delft: Delft University Press, 1982. LOWRY, J. T. Performance of Light Aircraft. Reston: AIAA, 1999. 475p. PERKINS, C. D. et HAGE, R. E. Airplane Performance, Stability and Control. New York: John Wiley & Sons, 1949. pp. 116-154. UTC. Propeller system. Catalog No. 130054, UTC Aerospace Systems, 2013. FORÇA AÉREA PORTUGUESA. Propulsão, MDSINST 144-9, Estado Maior da Força Aérea, Direcção do Serviço de Instrução, Lisboa, vol. 1, 1977. HARTZELL. Propeller Ice Protection System Manual. Manual No. 180. Piqua: Hartzell Propeller Inc., 2015. 23

(55 31) 8805-0114 mautone@ufmg.br emautone@terra.com.br www.mautone.eng.br OBRIGADO! 24