Modelo de planta propulsiva para motores Piston-Prop.Sergio
Esteban Clculo de Aviones, 5o Ingeniero Aeronutico Departamento de
Ingeniera Aeroespacial y Mecnica de Fluidos, [email protected]
Universidad de Sevilla, Sevilla, 41092, Spain 19 de noviembre de
2009
1.
Introduccin: Caractersticas General de la Planta Propulsora:
ROTAX 914 UL
El modelo de planta propulsiva empleado est basado en el Motor
Rotax 94 UL DCDI cuyas principales propiedades son [3, 1, 4]: Motor
de 4 Tiempos , 4 Cilindros refrigerado por liquido/aire con
cilindros opuestos, carter seco y lubricacin forzada mediante
deposito exterior de aceite de 3 Litros. Ajuste automtico de la
lubricacin mediante taques hidrulicos. Con turbo y ajuste automtico
de la pestaa. Dos carburadores, bomba de combustible mecnica, doble
encendido electrnico, arranque elctrico, reductora integrada con
relacin de reduccin 1=2.43. A simple vista es fcil de diferenciar
de los otros motores ROTAX de cuatro tiempos, ya que las tapas de
las culatas del 914 son rojas. Detalles del motor se pueden
observar en las Figura 1 En el apndice se adjunta informacin
relativa a la geometra del motor,de los elementos que los
constituyen as como su posible instalacin. A continuacin se procede
a dar informacin general del Rotax 914 [3, 1, 4].
1.1.
Dimensiones y pesos
Acontinuacin se describen algunos de los elementos que forman el
conjunto del motor con sus pesos. Tabla de Pesos (kg): Bloque motor
con reductora: 64 Radiador de aceite 886 027: 0,5 Radiador Agua 995
697: 1,0 Embrague de friccin: 1 Filtro de Aire: 0,15 Sistema de
escape: 4,0 Gua de aire 975 795: 0,8 Bomba de vaci: 0,8 Gobernor
hidrulico: 2,7 Alternador Externo 40A 12V DC: 3,0 1
Bancada: 2 Recticador regulador: 0,1 Instrumento FLY-DAT: 0,5
Bomba de combustible con lneas de combustible instaladas 0,2
Dimensiones: Dimetro 79,5 mm (3,13 in) Carrera 61 mm (2,40 in)
Cilindrada 1211 cm3 (13,9 in3 ) Rato de compresin: 9,0 : 1
Diagramas y diferentes vistas del motor pueden observarse en el
apndice de las guras que se adjunta al nal de este documento.
1.2.
Actuaciones de la planta motora:
Se asume que las actuaciones del motor, desde un punto de vista
general, viene denidas en funcin de posicin de palanca, que a su
vez dene las RPM. La potencia del motor en funcin de las RPM del
motor viene dada por La velocidad de funcionamiento del motor y sus
lmites viene dados por: Velocidad de despegue...........5800 rpm.
(durante un mximo de 5 min.) Mx. Velocidad continua......... 5500
rpm Velocidad Ralent.................... aproximadamente 1400 rpm.
Para poder denir la potencia entregada, el par y el consumo de
combustible se denen 4 regmenes de operacin en funcin de las RPM y
de la palanca de gases (T ). Las conguraciones de palanca de gases
dictar cual tiene que ser la posicin de palanca en cada uno de los
segmentos de vuelo de tal manera que: Conguracin de mxima potencia
(Full Throttle): P = 1,15 100 % de la potencia disponible,
aproximdamente 85,5 kW (115 hp) 5800 RPM Conguracin de crucero alto
(Maximum Cruise): P = 1,0 85 % de la potencia disponible
aproximdamente 73,5 kW (98,5 hp) 5500 RPM Conguracin de crucero
normal (Normal Cruise): P = 0,85 65 % de la potencia disponible
aproximdamente 55,1 kW (73,9 hp) 5000 RPM Conguracin de crucero
bajo (Economy Cruise): P = 0,75 55 % de la potencia disponible
aproximdamente 47,8 kW (64,2 hp) 4800 RPM 2
Estas posiciones de palanca son las que han de servir como pauta
al diseador para determinar la potencia disponible en cada uno de
los segmentos que se han de analizar. Estos valores de potencia
pueden servir como pautas hasta que se implemente el modelo
polinmico de potenia que se adjunta en las siguientes secciones.
Para informacin ms detallada referir a las grcas de potencia y
consumo de combustible adjuntas en el apndice. Los consumos de
combustible en los segmentos previamente descritos son
aproximandamente: Mxima potencia: 33,0 l/h (8,7 USgal/h) @ 5800 RPM
y P = 1,15 Mxima potencia continua: 27,2 l/h (7,2 USgal/h) @ 5500
RPM y P = 1,0 Potencia normal: 20,4 l/h (5,4 USgal/h) @ 5000 RPM y
P = 0,85 Potencia normal: 18,3 l/h (4,8 USgal/h) @ 4800 RPM y P =
0,75 Estos consumos pueden servir como pautas hasta que se
implemente el modelo polinmico de consumo de combustible que se
adjunta en las siguientes secciones. De igual forma que para la
potencia, la seleccin de palanca denir cual es el consumo de
combustible para cada posicin de palanca. Los valores de palanca
arriba descritos sirven como pautas para al diseador para
determinar el consumo de combustible en cada uno de los segmentos
que se han de analizar. IMPORTANTE!: hay que tener en cuenta que la
caja reductora del conunto Cigeal : Buje Hlice tiene una relacin de
2.43 a 1, por lo que las revoluciones desde el eje del motor tienen
que ser corregidas para obtener las revoluciones de giro de la
hlice.
1.3.
Estimacin de la potencia y del consumo de combustible
Mediante un ajuste polinmico de la informacin disponible [3, 1,
4] se puede denir la potencia transmitida al buje en funcin de las
revoluciones (RP M ) como: PB = p1 RP M 4 + p2 RP M 3 + p3 RP M 2 +
p4 RP M + p5 T donde T es la posicin de palanca y se asume que est
igualada con el porcentaje de potencia, es decir, por ejemplo en
despegue la panca est al 115 %, por lo que T = 1,15. Si se quiere
que la potencia sea en hp los coecientes vienen dados por: p1 p2 p3
p4 p5 = = = = = 0,000000000000120 0,000000001414902
0,000006264027530 0,035337232100105 33,135307176015594
mientras que si se quiere que la potencia venga dada en kW
entonces son: p1 p2 p3 p4 p5 = 0,000000000000089 =
0,000000001055092 = 0,000004671084703 = 0,026350970443325 =
24,708995247624109
La simulaciones para ambos modelos se observan en las Figuras 3,
4 y 5. Donde en Figura 3 se ve los diferentes ajustes polnmicos. En
la Figura 4 se observa la dependencia del modelo propuesto con
respecto a la posicin de la palanca de gases (T ), y en la Figura 5
se observa la Potencia en kW. Por ejemplo, para las condiciones
estandar denidas previamente los mdelos paramtricos obtienen: 3
Conguracin de mxima potencia (Full Throttle): P = 1,15, 5800 RPM
P (n, T ) = 117,09 hp Conguracin de crucero alto (Maximum Cruise):
P = 1,0, 5500 RPM P (n, T ) = 97,69hp Conguracin de crucero normal
(Normal Cruise): P = 0,85, 5000 RPM P (n, T ) = 75,70 hp Conguracin
de crucero bajo (Economy Cruise): P = 0,75, 4800 RPM P (n, T ) =
63,86 hp Conguracin ralent (Economy Cruise): P = 0,35, 1400 RPM P
(n, T ) = 2,61 hp Mediante un ajuste polinmico se puede denir
tambin el consumo de combustible en funcin de las revoluciones (RP
M ) como: Fcns = f1 RP M 3 + f2 RP M 2 + f3 RP M + f4 T donde Fcns
viene dado en l/h y los coecientes vienen dados por: f1 f2 f3 f4 =
= = = 0,000000000183144 0,000002750073798 0,017767673773944
18,765874458010121
La simulaciones para el modelo propuesto se observan en las
Figuras 6, 7, y 8. Donde en Figura 7 se ve los diferentes ajustes
polnmicos. En la Figura 8 se observa la dependencia del modelo
propuesto con respecto a la posicin de la palanca de gases (T ).
Por ejemplo, para las condiciones estandar denidas previamente los
mdelos paramtricos obtienen: Conguracin de mxima potencia (Full
Throttle): P = 1,15, 5800 RPM Fcons (n, T ) = 31,63 (l/hr)
Conguracin de crucero alto (Maximum Cruise): P = 1,0, 5500 RPM
Fcons (n, T ) = 26,23 (l/hr) Conguracin de crucero normal (Normal
Cruise): P = 0,85, 5000 RPM Fcons (n, T ) = 20,58 (l/hr) Conguracin
de crucero bajo (Economy Cruise): P = 0,75, 4800 RPM Fcons (n, T )
= 17,55 (l/hr) Conguracin ralent: P = 0,35, 1400 RPM Fcons (n, T )
= 0,47 (l/hr)
4
IMPORTANTE!: hay que tener en cuenta el peso del combustible.
Asumir que el combustible empleado (Gasolina) tiene una relacin de
0,775Kg/l. Para obtener el consumo de combustible especco para el
motor-helice (Cpower en unidades del sistema internacional y Cbhp
en unidades imperiales) hay que proceder a realizar las siguientes
transformaciones para poder analizer el cosumo especco. El consumo
que general el modelo de consumo de combustible propuesto tiene
unidades de l/hr, por lo que primero hay que convertir los l/hr a
kg/s, y luego pasarlos de kg/s a kgf uerza / seg = N/ seg
multimplicandolo por la gravedad, por lo que, asumiendo que la
gasolina tiene una densidad de g = 775 kg/m3 tenemos que: l hr 1 hr
m3 kg 775 3 3600 s 1000 l m m = (Fcons )N/s s2 N s
(Fcons )l/hr
9,81gasolina
El Cpower tiene unidades de consumo de combustible por unidad de
tiempo y potencia, por lo que (Fcons )N/s PW atts (, nB , h) 1 N/s
= W m
CpowerSI =
unidades de
donde la potencia entregada hay que corregirla en funcin de la
altitud (h) por lo que P (, nB , h)W . Si se emplean unidades
imperiales y la potencia esta dada en caballos fuerza (hp) entonces
tenemos que primero hay que convertir (Fcons )l/hr a (Fcons )lb/s
asumiendo que asumiendo que la gasolina tiene una densidad de g =
48,38167 lbs/f 3 tenemos que: l hr 1 hr m3 35,31467f t3 lbs
48,38167 3 3600 s 1000 l 1m3 ft lbs s
(Fcons )l/hr
gasolina
= (Fcons )lbs/s
por lo que (Fcons )lbs/s Php (, nB , h) lbs/s hp
CpowerIM P = Cbhp =
unidades de
Con los modelos de PB (RP M ) y Fcns (RP M ), el diseador tiene
la capacidad de determinar tanto la potencia entregada al buje como
el consumo de combustible en funcin de las revoluciones del motor.
En la siguiente seccin se ver la dependencia de la velocidad del
avin con las RPM y con la potencia entregada en funcin de la
posicin de palanca. Para poder calcular el alcance (R) y la
autonoma (E) del avin, es necesario convertir Cpower en su forma
equivalente al consumo de combustible especco por unidad de empuje
para lo que se tiene que: V pi
C = Cpower
si Cpower se da en unidades del sistema internacional, y V
550pi
C = Cbhp
si se emplea Cbhp . Dichos consumos se emplean en las ecuaciones
de Breguet: V C 1 E= C R= L Wi ln D Wf L Wi ln D Wf 5
convirtiendose las ecuaciones en unidades del sistema
internacional pi Cpower pi E= Cpower V R= L Wi ln D Wf L Wi ln D
Wf
mientras que en unidades del sistema imperial tenemos que 550pi
Cbhp 550pi E= Cbhp V R= Wi L ln D Wf L Wi ln D Wf
2.
Modelo propulsivo propuestoSe seleccina una serie de parmetros
de entrada: Altitud () y velocidad (V ). Potencia entregada al buje
de la hlice la hlice (PB ). Revoluciones por minuto (RP M ) y
revoluciones por segund (rps). Blade Activity Factor, AF Integrated
design lift coecient, CLdesign Nmero de palas, B
IMPORTANTE!: Las RPM que se describen en las curvas de
actuaciones de la planta motora se han de corregir con la reduccin
de la caja Reductora: Cigeal : Buje Hlice: 2.43-1. Es decir, si el
motor gira a 5500 RPM en potencia mxima continua, la hlice est
realmente girando a: 1 1 RP ME 5500 = 2263,37 RP M 2,43 2,43
RP MH =
2.1.
Seleccin del conjunto buje-helice
Se recomienda emplear un conjunto hlice formado por Warp Drive
3-blade ground adjustable 68 dia. con un peso total de 4.7 Kg.
Dicho modelo consta de 3 palas, y es ajustable en suelo. Asumir que
dicho sistema utiliza una pala con perl Clark Y en todas sus
secciones, y con la distribucun de geometra denida en Figura 2.
Como se ver ms adelante, aunque inicialmente se recomienda que el
conjunto hlice sea de paso jo, ms adelante se ver que parea
simplicar el anlisis ser recomendado emplear un conjunto de paso
variable. Para determinar el correcto dimensionado de la hlice,
tener en cuenta que la velocidad helicoidal tiene que ser inferior
a la velocidad del sonido, siempre teniendo en cuenta que cuanto ms
larga sea la hlice mejor rendimiento se le puede sacar. La punta de
pala de una hlice sigue una senda helicoidal a medida que avanza el
aire. La velocidad en la punta de la hlice es la suma vectorial de
la velocidad rotacional y la de la velocidad de avance del avin. La
velocidad helicoidal viene denida por: (Vtip )helical = donde:
Vtip2
static
+V2
6
(Vtip )static es la velocidad rotacional de la punta de la hlice
y viene dada por (Vtip )static = nD n es la velocidad rotacional
transmitida al buje de la hlice y viene dada en revoluciones por
segund (rps) D es el dimetro de la hlice y viene dada en m. V es la
velocidad de avance el avin. Para poder determinar el correcto
dimensionado de la hlice hay que tener en cuenta, a nivel del mar,
se recomienda que la velocidad en punta de la hlice , bien sea de
metal o o de bra de carbono, no tiene que ser superior a 290m/s,
mientras que para una hlice de madera, la velocidad en punta de
hlice no debe de ser superior a 260m/s, lo que se debe al hecho que
una hlice de madera tiene que tener un espesor mayor para soportar
los esfuerzos. Si el ruido es un factor a tener en cuenta, entonces
la velocidad en punta de pala no puede superar los 213m/s durante
el despegue para cualquier tipo de hlices. Aunque habra que
realizar un estudio para determinar cual es tanto el perl adecuado
para este tipo de aviones, as como el tipo de pala, se recomienda
que el conjunto-helice empleado un conjunto de helice de tres palas
(B = 3), con un dimetro D = 68in (172,2cm), un ctivity factor deAF
= 100 y un coeciente de sustentacin de diseo de CLdesign = 0,5 tal
como se ver en las siguientes secciones.
2.2.
Estimacin de la potencia
Una vez seleccionado el diametro del conjunto helice, se procede
a determinar la potencia disponible. 2.2.1. Paso 1
Seleccionar la potencia disponible para un rgimen de palanca y
corregir dicha potencia para la altura a la que est operando el
motor utilizando la siguiente relacin 1 0 0 7,55
P = P PSL donde
y 0 son las densidades a la altura de vuelo y a nivel del mar
(SL) respectvamente. P es la palanca de gases y viene dada en %,
por ejemplo, a nivel del mar si la palanca est al 85 % de la
potencia, entonces T = 0,85 2.2.2. Paso 2
Calcular el parametro de avance de la hlice (J) para una rgimen
de revoluciones por segundo nB y una velocidad de vuelo. Esta
velocidad de vuelo se ir variando de forma recursiva para todo el
rgimen de velocidades posibles (por ejemplo desde un 20 % por
debajo de la velocidad de entrada en prdida, hasta un 20 % por
encima de la velocidad mxima prevista por el RFP). La posicin de
palanca se debe determinar de forma experimental observando que
posicin de palanca es la que hace que el empuje necesario se
equilibre con el empuje disponible. La posicin de palanca
determinara a que velocidad se produce dicho equilibrio (donde se
cortan las dos curvas de empuje necesario y disponible). Como pauta
inicial se pueden tomar las siguientes combinaciones de posicin de
palanca y RP M para simplicar el estudio preliminar, y como pautas
para determinar las condiciones de potencia en las diferentes
condiciones de vuelo. Segmento de Despegue: P = 1,15 y 5800 RPM.
Segmento de Subida: P = 0,95 y 5500 RPM.
7
Segmento de Crucero alto (mximo alcance): P = 0,85 y 5500 RPM.
Segmento de Crucero bajo (mxima auntonoma): P = 0,75 y 4800 RPM.
Segmento de aterrizaje (ralent): P = 0,35 y 1400 RPM. Estos valores
han de servir como pauta para simplicar el estudio, y se han de
calcular a diferentes velocidades, o lo que es lo mismo diferentes
parametros de avance, Advance Ratio, el cual viene denido por: J= V
nD
Hay, que corregir los efectos de bloqueo, debido a los carenados
que hay inmediatamente despues de la hlice, y que afectan a la
eciencia propulsiva libre. Dicha correccin viene denida por la
forma del carenado que resguarda el motor, y trata de modelar dos
efectos que iluyen en la eciencia propulsiva del motor: El cambio
de velocidad local experimentado por la zona de la hlice ms cercana
al buje y que est, en su mayor parte, inuenciado por la relacin
entre el dimetro del fuselaje y el dimetro de la hlice. El cambio
de ngulo de ataque experimentado tambin por la zona de la hlice ms
cercana al buje y que est debido al cambio de angularidad del ujo
en esa zona. El segundo efecto es muy difcil de modelar, y solo se
determinar el primero. Este efecto slo es vlido para conguraciones
tractoras, y consiste en la correccin parmetro de avance efectivo
de la hlice, eective propeller advance ratio, (Jef f ective ): Jef
f ective = (1 h) J donde h = 0,329 donde h es el factor que tiene
en cuenta la desaceleracin del ujo atravs del disco de la hlice
debido al cuerpo que hay detras. D es el diametro de la hlice Sbody
es seccin de rea del cuerpo inmediatamente detras del disco de la
hlice Para aviones en conguracin Pusher, h = 0 2.2.3. Paso 2 Sbody
D2
Calcular el coeciente de potencia de la hlice en funcin de la
posicin de palanca (T ), las revoluciones (RP M ), y la altitud ():
CP = PB n3 D5
donde recordando que PB viene denida por el rgimen de vueltas ,
y la posicin de palanca mediante un ajuste polinmico: PB = p1 RP M
4 + p2 RP M 3 + p3 RP M 2 + p4 RP M + p5 T 8
y la dependencia con la altura viene dada por 1 0 0 7,55
P = P PSL 2.2.4. Paso 3
Una vez determinado el CP (n, T ), a partir de las grcas
apropiadas de Propeller Performance Charts, se va a determinar:
Seleccin de una eiciencia propulsiva libre (pf rr (n, V, D, Cp ))
Seleccin del ngulo de pala ((n, V, D, Cp )). Para simplicar el
proceso de anlisis se va a emplear un conjunto de helice de tres
palas (B = 3), activity factor de AF = 100 y un coeciente de
sustentacin de diseo de CLdesign = 0,5. Figura 9 representa las
curvas para determinar el coeciente de traccin (CT ) y el ngulo de
torsin (0,75R ) en funcin del coeciente de potencia (CP ) y el
parmetro de avance (J). Hay que recordar que hay que emplear el
parmetro de avance corregido (Jef f ective ). El procedimiento para
determinar la potencia entregada a la hlice vendr determinado por
si la hlice es de paso jo (ajustable en suelo) o de paso variable.
Para el primero, paso jo, el procedimiento es simple: Se selecciona
una revolucin de giro de las hlices (nB ), acordandose que las la
informacin se da en RP M de motor, y hay corregir dichas
revoluciones para obterner la velocidad de giro transmitidas por el
buje a la helice mediante el factor de reduccin asociado a la caja
reductora. Se calcula tanto el Jef f ective como el CP determinado
en funcin de las revoluciones por segundo entregadas a la hlice(nB
). Con valor calculado de Jef f ective , se ja una posicin de paso
de la hlice, y se determina el coeciente de traccin (CT (J)) a
partir de la Figura. 10. Se determina la eciencia propulsiva libre
(pf ree ) a partir de la relacin: CT (J) rps CP (n, T )
pf ree = J
IMPORTANTE! Acordarse que n tiene que darse en revoluciones por
segundo, por lo que hay que expresarlos en las unidades adecuadas.
Se puede observar que con este procedimiento, la eciencia
propulsiva libre (pf ree ) variar en funcin del parmetro de avance
(J) tal como se desprende de Figura 11. Se observa que para
conseguiariar que la eciencia propulsiva mxima durante todo el
regimen de vuelo sera necesario variar tambin el ngulo de paso de
la pala. Lo que introduce el segundo procedimiento para determinar
la eciencia propulsiva libre (pf ree ) para hlices de paso
variable. El procedimiento para determinar la potencia entregada a
la hlice para este caso viene denida por: Con los valores
calculados de CP y el Jef f ective , determinar la eciencia
propulsiva libre (free propeller eciency pf ree ) de la grca
apropiada Figura 12. Al seleccionar una eciencia propulsiva libre
(pf ree ) implica, a su vez, denir el ngulo de paso de pala () al
que se produce dicha combinacin de CP y el Jef f ective . Por lo
general dicha seleccin de ngulo de pala se ha dedeterminar mediante
interpolacin, ya que ls grcas solo disponen de ciertos ngulos de
paso de pala.
9
Este segundo mtodo, implica que la combinacin hlice-motor
dispone de un mecanismo de paso variable que permite ajustar el
paso en funcin de la velocidad de vuelo para garantizar que la
eciencia propulsiva libre sea mxima tal como se puede ver en Figura
11. El piloto ja la velocidad de giro de la hlice (nB ), lo que ja
CP (n) (lnea horizontal en Figura 12), y a medida que va variando
la velocidad de vuelo (J) va variando la posicin del paso de la
hlice. Se recomienda este tipo de conjunto hlice-motor para
simplicar, y a su vez maximizar las actuaciones del avin. 2.2.5.
Paso 4
Una vez obtenida la eciencia propulsiva libre (free propeller
eciency pf ree ), hay que corregirla para obtener la eciencia
propulsiva instalada (installed propeller eciency, pinstalled )
seleccionando el siguiente modelo: pinstalled = Fscrubbing
Fcompresibility pf ree rps donde: Fscrubbing es un factor que tiene
en cuenta el aumento de resistencia causado por las partes del avin
que se encuentran directamente ubicados en la corriente del chorro
de la hlice y se puede modelar mediante una correccin en la
eciencia propulsiva libre. Fcompresibility es un factor que tiene
en cuenta como los efectos de compresibilidad reducen la eciencia
propulsiva libre. Dicha correccin solo se efectuar cuando la
velocidad en punta de pala sea Mtip > 0,89. A continuacin se
describen modelos propuestos [2] para denir los parametros de
correccin de la eciencia propulsiva. El factor Fscrubbing se puede
modelar como 1,558 D2 0
Fscrubbing = 1 donde Des el diamtro de la hlice
(Cf e Swet )washed
y 0 son las densidades a la altura de vuelo y a nivel del mar
respectvamente. Swet es el rea mojada por el chorro de la hlice,
asuminedoque aguas abajo. En una primera hiptesis, para determinar
la supercie de rea mojada, asumir que el tubo de corriente no se
reduce de forma gradual, sino que se mantiene constante a lo largo
de todo el fuselaje, por lo que todas aquellas supercies que se
encuentren dentro del tubo se considerarn para determinar Swet En
una segunda hiptesis, se puede estimar mediante teora del elemento
de pala (BET ) y de cantidad de movimiento (M T ), que el tubo de
corriente se reduce de forma gradual a la mitad del dimetro de la
hlice en una distanca de 3 dimetros de hlice. A partir de tener
denido la variacin del tubo de corriente, se puede determinar que
supercies estn inmersas en en el tubo de corriente. Cf e es el
coeciente de friccin de piel (resistencia parasitaria) referenciado
por el rea mojada. Se va a seleccionar Cf e = 0,0055, que se
corresponde con el equivalent skin-friction coecient para aviones
ligeros monomotores. En una primera instancia, se puede seleccionar
Fscrubbing = 0,93, hasta que se pueda determinar el valor real en
funcin de la geometra de cada diseo. Dicho mtodo tiene que ser
empleado para poder determinar la correcta geometra de los
carenados inmediatamente posteriores a la hlice. Para aviones en
conguracin pusher, aunque no existen elementos que se encuentren
directamente 10
en el chorro de la corriente, ya que se redirige hacia atras, la
hlice sufre una prdida de eciencia debido a la estela del fuselage
y el ala, por lo que para dichos casos se tomar Fscrubbing = 0,95
0,98. En conguracin pusher Si se emplea geometra adecuada en la
parte nal del fuselaje para estabilizar el ujo se emplear
Fscrubbing = 0,98, de lo contrario, Fscrubbing = 0,95. Por ltimo,
el factor Fcompresibility solo se emplear cuando la velocidad en
punta de pala sea Mtip > 0,89 , dicha velocidad se puede
calcular mediante:2
Mtip = donde: V es la velocidad de vuelo D es el diametro del
conjunto hlice
V 2 + (D) a
a es la velocidad del sonido a la altura de operacin
Fcompresibility se calcula a partir de: (Mtip 0,879) pf ree 0,16 t
0,48 3 c
Fcompresibility =
1
t donde c es la relacin entre espesor y la cuerda del perl de la
hlice. Tomar como referencia la geometra denida en 2 donde se puede
ver la variacin del ratio entre el espesor y la cuerda t (el cual
se expresa en la curva como h ). Seleccionar el la relacin c al 75
% del radio de la pala, o b t lo que es lo mismo c 0,09. Si se
selecciona correctamente la velocidad en punta de pala, dicho
efecto ser despreciable, por lo que en una primeera aproximacin,
hasta que se hagan clculos ms precisos, se puede tomar como vlido
un Fcompresibility = 0,99
2.2.6.
Paso 6
Calcular el empuje instalado (installed propeller thrust
Tinstalled ) mediante pinstalled PB V
Tinstalled = donde:
pinstalled es la eciencia propulsiva instalada despus de haberla
corregido.
pinstalled = Fscrubbing Fcompresibility pf ree PB es la potencia
transmitida a la hlice obtenida mediante la relacin polinmica
denida en secciones anteriores. V es la velocidad seleccionada
2.2.7. Paso 7
Para calcular el empuje instalado para diferentes velocidades
hay que repetir dicho procedimiento tantas veces como sea
necesario.
11
3.
Ejemplo
Para reejar el procedimiento de seleccin del empuje disponible
por el conjunto hlice-motor se procede a calcular un punto de
operacin para las siguientes condiciones: altitud a nivel del mar:
= 1,225 kg/m3 diametro de la hlice: D = 1,7272 m Como pauta de
seleccin de tanto revolucin de giro como de la posicin de la
palanca de gases se pueden emplear inicialmente los valores denidos
en la anterior seccin. Por ejemplo se seleccina posicin de palanca
T = 0,85, y las RP M del buje seleccionadas son 5000, entonces
tenemos que: RP M1 n1 nB,1 = 5000 RP M = 83,33 rps = 60 1 1 = n1 =
83,33 rps = 34,29 rps 2,43 2,43
mediante anlisis de la geometra tenemos que: Fcompressibility =
0,99 Fscrubbing = 0,95 determinar J y P (T , n) CP : J= V =
1,219314 nD
PB = p1 RP M 4 + p2 RP M 3 + p3 RP M 2 + p4 RP M + p5 T =
56452,9 W
CP =
PB = 0,074336 n3 D5
La correccin del parmetro de avance efectivo de la hlice (Jef f
ective ): Jef f ective = (1 h) J donde Sbody D2
h = 0,329
siendo Sbody = 0,2152 m2 , por lo que h = 0,0237346 y siendo el
parmetro de avance efectivo Jef f ective = 1,19037. Con CP (nb , T
) y Jef f ective se puede determinar CT (CP , Jef f ective ) a
partir de la Figura 12. Mediante interpolacin se obtiene que CT
0,053, por lo que tenemos que la eciencia propulsiva libre viene
dada por: CT (J) = 0,8693rps CP (nB , T )
pf ree = J mientras que
12
pinstalled = Fscrubbing Fcompresibility pf ree = 0,799 por lo
que el empuje instaldo viene dado por: pinstalled PB = 562,38N
V
Tinstalled =
4.
Figuras
Figura 1: Motor Rotax 914 UL
Referencias[1] Rotax Owner Assistance Network. Understanding the
914 rotax. Technical report, 2009. [2] J. Roskam. Airplane
Aerodynamics and Performance. DARcorporation, 1997. [3] Rotax .
Operators manual for rotax engine type 914 series ref. no.: Om-914.
Technical report, 2009. [4] Aviasport S.A. Rotax 914. Technical
report, 2009.
13
Figura 2: Seleccin de perl - Clark-Y
14
Potencia vs. RPM 120
100
80
Measured Interp Polyfit 2 Polyfit 3 Polyfit 4
Potencia (hp)
60
40
20
0 1000
1500
2000
2500
3000
3500 RPM
4000
4500
5000
5500
6000
Figura 3: Potencia (hp) vs. RPM (Fit Curve Analysis)
Potencia vs. RPM (var. G )T
120
100
Measured G =1.15T T
G =1.0 GT=0.85 G =0.75T T
80
G =0.65
Potencia (hp)
60
40
20
0 1000
1500
2000
2500
3000
3500 RPM
4000
4500
5000
5500
6000
Figura 4: Potencia (hp) vs. RPM and T
15
Potencia vs. RPM (var. G )T
90
80
70
Measured G =1.15T T
G =1.0 60 GT=0.85 G =0.75T T
Potencia (kW)
50
G =0.65
40
30
20
10
0 1000
1500
2000
2500
3000
3500 RPM
4000
4500
5000
5500
6000
Figura 5: Potencia (kW) vs. RPM and T
Fuel Consumption vs. RPM 30
25
Measured Interpolation
20 Fuel Consumption (l/hr)
15
10
5
0 1000
1500
2000
2500
3000
3500 RPM
4000
4500
5000
5500
6000
Figura 6: Consumo de Combustible (l/h) vs. RPM
16
Fuel Consumption vs. RPM 30
25
Measured Interp Polyfit 2 Polyfit 3 Polyfit 4
20 Fuel Consumption (l/hr)
15
10
5
0 1000
1500
2000
2500
3000
3500 RPM
4000
4500
5000
5500
6000
Figura 7: Consumo de Combustible (l/h) vs. RPM (Fit Curve
Analysis)
Fuel Consumption vs. RPM (var. G )T
35 Measured G =1.15 30T
GT=1.0 G =0.85T T T
25 Fuel Consumption (l/hr)
G =0.75 G =0.65
20
15
10
5
0 1000
1500
2000
2500
3000
3500 RPM
4000
4500
5000
5500
6000
Figura 8: Consumo de Combustible (l/h) vs. RPM and T
17
Figura 9: Propeller Performance Chart18 AF = 100, B = 3 and
CLdesign = 0,5 for
Figura 10: CT vs. J for Clark Y, AF = 100, B=3,and CLdesign =
0,5
Figura 11: p vs. J for Clark Y, AF = 100, B=3,and CLdesign =
0,5
19
Figura 12: Cp vs. J for Clark Y, AF = 100, B=3,and CLdesign =
0,5
20
ROTAX 914 UL - DCDIENGINE PERFORMANCE90 121 111
Engine Performance hp
Fuel Comsumption l/h
Engine Performance kW
80
A70
101 91
ENGINE TORQUE145 A 101 97 B 93 105
30
A
8
max. 5800
60
B
81 71 61
25
B
max. 5800
Conversion: 1 kW = 1.34 hp 1 hp = 0.7457 kW
Conversion: 1 l = 0.26417 gal US 1 gal US = 3.78541 l
7
Engine Torque Nm
50
Conversion: 1 Nm = 0.737 ft.lbf. 1 ft.lbf. = 1.356 Nm 125
Engine Torque ft.lb.
135
6
20
5
max. 5800
40
51 41 3000 3500 4000 4500 5000 5500 6000
89 85 81
30
15 3000
3500
4000
4500
5000
5500
4 6000
115
Engine Speed RPM A Take Off B Max. Continue
Engine Speed RPM
105 3000 3500 4000 4500 5000 5500
77 6000
Engine Speed RPM
ROTAX 914 UL - DCDI 4-Cylinder, 4-Stroke liquid/air cooled
engine with opposed cylinders, with turbo charger, with automatic
waste gate control, dry sump forced lubrication with separate 3
Iiter (.8 gal US) oil tank, automatic adjustment by hydraulic valve
tappet, 2 CD carburetors, electronic dual ignition, electric
starter, integrated reduction gear i = 2.43, engine truss assembly,
air intake system, exhaust system. VERSION 914 UL max. 5 min.
PERFORMANCE kW hp 1/min. 73.5 100 5500 84.5 115 5800 Nm 144 TORQUE
ft. lb. 1/min. 106 4900 MAX RPM 1/min. 5800
BORE 79.5 mm 3.13 in.
STROKE DISPLACEMENT 61 mm 2.4 in. 1211.2 cm3 73.91 cu. in. OIL
API SF or SG
COMPRESSION RATIO 9.0:1
FUEL min. MON 85 RON 95* min AKI 91*
COOLING LIQUID 50% BASF Glysanthin Anitcorrosion 50% Water
SPARKPLUG ROTAX Part No. 897-257
* leaded or unleaded or AVGAS 100 LL IGNITON UNIT DUCATI double
CDI GENERATOR PERFORMANCE 250 W DC STANDARD Engine with gearbox i =
2.43 Exhaust System Engine Truss Assembly OPTIONS Slipping Clutch
Oil Radiator Part No. 886-029 Radiator Part No. 995-697 Air Cleaner
Part No. 825-750 Air Guide Hood Vacuum Pump Hydraulic Propeller
Governor Rectifier Regulator Instrument FLYdat Recall Instrument
RDAT External Alternator 40A/12V IGNITION TIMING 4 up to 1000 RPM
1/min above 26/22 RPM 5500 1/min kg 64.0 4.0 2.0 kg 1.7 0.5 1.0
0.15 0.8 0.8 2.7 0.1 0.5 1.0 3.0
VOLTAGE 13.5 V WEIGHT lb 141.0 8.8 3.7 lb 3.7 1.1 2.2 0.3 1.8
1.8 5.9 0.2 1.1 2.2 6.6
TBO ON NEW 914 UL ROTAX ENGINES IS 1200 hrs.You can also upgrade
the following existing serial numbers 4,418.104 and higher. Please
call our engine shop for pricing.
LEADING EDGE AIR FOILS, LLC CUSTOMER SERVICE 1-262-763-4087 FAX
1-262-763-1920
Fuel Consumption US gal/h
ROTAX 914 UL - DCDI Info Pak Part No. 999-680
FUEL CONSUMPTION35 9
ELECTRIC CONNECTION FOR TCU (TURBOCONTROL UNIT)
CABLE FOR AUTOMATIC WASTE GATE CONTROL
128,3
562
7.2)
Denomination of cylinders:10
PTO
5
MAG4
Lateral view03644
fig. 1
Cyl. 1
Cyl. 3
3 6
7
1
11
03645 2
Top viewd04021.fm
Cyl. 2
Cyl. 4fig. 2
Effectivity: 914 Serie OM Edition 1 / Rev. 0
BRP-Rotax
page 7 - 3 Jan. 01/2007
9
fig. 3 8
03646
Front viewPTO MS Cyl. 1 Cyl. 2 power take off side magneto side
__________Cylinder 1 __________Cylinder 2
Frontansicht
Cyl. 3 Cyl. 4
__________Cylinder 3 __________Cylinder 4
(1) (2) (3) (4) (5) (6)
engine serial number CD carburetor propeller gearbox electric
starter intake air distributor "Airbox" fuel pressure control
"Airbox"
(7) (8) (9) (10)
expansion tank with excess pressure valve turbocharger exhaust
system vacuum pump or hydraulic governor for constant speed
propeller external generator
(11)
Effectivity: 914 Serie OM Edition 1 / Rev. 0
BRP-Rotax
page 7 - 4 Jan. 01/2007
d04021.fm
kW 85 80 70 60 50 40 30 20 10 0 2500 h Pa 1400 A 1300 1200 1100
1000 900 800 700 600 2500 l/h 35 3000 3000 3500 4000 4500 5000 5500
C 3000 3500 4000 4500 5000
120 hp 110
Engine performanceB
A
100 90 80 70 60
C
50 40 30 20 10 0 5500 5800 1/min 42 in. HG 40 38 B 36 34 32 30
28 26 24 22 20 18 5800 1/min
Manifold pressure
9 US gal/h
30
Fuel consumption
A C
8 7
25 B 20 6 5 4 3 10 2 5 1 0 5500 5800 1/min
15
C
0
00994
2500
3000
3500
4000
4500
5000
fig. 11
Effectivity: 914 Serie OM Edition 1 / Rev. 0
BRP-Rotax
page 10 - 4 Jan. 01/2007
d04024.fm
A: Engine curve (take-off performance) B: Engine curve
(continuous throttle performance) C: Propeller curve (power
requirement of propeller)
