Estudio de tecnologias innovadoras para sistemas de propulsion en aeronaves Esteban A. Valencia
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, Victor H. Hidalgo2 , Alvaro Aguinaga3 , Edgar Cando4
Abstract
Resumen
Ecuador is a country with an emerging economy Ecuador es un país con una economía emergente, la which is starting to set a research platform in differ- cual está comenzando a establecer una plataforma de ent areas of technology. In this framework, aerospace investigación en diferentes áreas de la tecnología. En looks as a promising field of investigation due to its éste marco, la industria aeroespacial se ve como un numerous advantages for the development of surveil- prometedor campo de investigación debido a las nulance services, transportation, infrastructure, com- merosas ventajas para el desarrollo de los servicios de munications, among others. To keep aviation as a vigilancia, el transporte, la infraestructura, las comusustainable industry and further enable the growing nicaciones, entre otros. Para mantener a la industria predicted in diversified areas, innovative propulsion de la aviación en un camino de desarrolo sostenible systems which present benefits in terms of fuel con- y favorecer el desarrollo de esta industria en areas disumption, noise emissions and pollution need to be versas, nuevos sistemas de propulsion los cuales predetermined. In this context, new technologies such as: senten beneficios en terminos de consumo de comTeDP, BLI and HTS may present a solution to the bustible, reduccion de emisiones y ruidos necesitan limitations that current propulsion systems present. ser desarrollados. En este ambito, nuevas tecnologías In this work, a revision of this technologies and the como: PTeD, BLI y HTS presentan potenciales venpresentation of the benefits that BLI and TeDP tech- tajas para mejorar el desempeno de las aeronaves. En nologies could bring are studied using a parametric este trabajo se presenta una revision de estas tecnoloapproach. In this context also major shortfalls in cur- gias y se examina los beneficios que pueden brindar rent technology as aerodynamic integration issues are en terminos de consumo energiticao utilizando un enfoque parametrico. Tambien se resaltan aspectos los examined desafios que se necesitan vencer para poder implementar esta tecnologia en aeronaves. Keywords: BLI, Propulsion, TeDP, HTS, BWB
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Doctorante en sistemas de avanzados de propulsión en Cranfield University, Reino Unido. Autor para correspondencia ):
[email protected] 2 Doctorante en sistemas de fluidos en Tshingua University, China. 3 Decáno de la Facultad de ingeniería Mecánica en la Escuala Politécnica Nacional, Ecuador. 4 Docente en la Escuela Politécnica Nacional, Ecuador.
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2 1. Introducción
efecto sobre la utilización de los motores de pistón en aeronaves, es un excelente ejemplo de las oportuSi la temperatura a nivel mundial se incrementa 40 nidades que un cambio en el diseño puede brindar. En C más de lo que es hoy en día. Los efectos previstos éste caso la mejora en el sistema de propulsión, que se en el clima serían devastadores teniendo repercusiones sintió después de la Segunda Guerra Mundial debido socioeconómicas graves y perjudiciales. La falta de ac- a las ventajas significativas de los motores tipo turboción sobre el cambio climático, no sólo pone a la pros- fan, causó un profundo cambio en la aeronáutica y la peridad fuera del alcance de millones de personas en aviación mundial. todo el mundo; sino que desafía con hacer retroceder La búsqueda de futuras tecnologías en aviación redécadas de desarrollo sostenible (Banco Mundial, 2012). quiere de un esfuerzo interdisciplinario. Los nuevos El futuro impacto climático se ha convertido en un diseños se centran principalmente en los fuselajes y motivo de creciente preocupación a nivel mundial. Y sistemas de propulsión. En éstos es importante la inla industria de la aviación no permanece indiferente tegración óptima, la aplicación de combustibles altera ello, debido a que se ha estimado que la aviación nativos, la seguridad, la fiabilidad, la reducción del civil representa aproximadamente el 2-3% del total de impacto ambiental y el costo de operación. las emisiones antropogénicas de CO2 y 12% de las Evaluaciones multi-objetivo han indicado que se emisiones de las fuentes de transporte (OACI, 2013; requieren cambios significativos en los diseños del veIPCC, 2007). Por estas razones la industria de la avia- hículo y de los sistemas de propulsión para alcanzar cion civil ha tomado un enfoque mas revolucionario, al los objetivos ambientales más ambiciosos (Kim, 2010). investigar y desarrollar nueva tecnología que permita Uno de estos conceptos es el fuselaje tipo ala Hybrid contribuir a la conservación medioambiental. Si no se Wing Body (HWB) y el sistema de propulsion distoman acciones pertinentes, ésta industria grabaría tribuida (PTeD) las cuales resaltan como algunas de una huella imborrable en el medio ambiente, gracias al las tecnologías más prometedoras (Kim, 2008). aumento significativo en su tasa de crecimiento, el cual Las evaluaciones indican que el concepto va a camse espera sea del 4.5 -5.0% por año hasta el año 2050. biar la naturaleza en que la aeronave interactuará y Además cabe indicar que en otras areas de la aviacion afectará al medio ambiente. Por tanto, entre muchas como el de aeronaves de menor escala como drones opciones evaluadas, y a pesar de un número significapara repartición y transporte, estas cifras pueden ser tivo de desafíos tecnológicos, el fuselaje HWB tiene el sobrepasadas grandemente tomando en cuenta el gran potencial necesario para alcanzar los objetivos Liebeck desarrolo en sistemas autonomos de aviacion. Por otro (2004). Referente al sistema de propulsión, se ha menlado, la fluctuación de los precios del combustible y las cionado que la historia podría llegar a repetirse, y que estrictas regulaciones ambientales van han influir en el sistema PTeD sustituiría al motor de un avión conel rumbo de los próximos avances tecnológicos y oper- vencional. ativos (ACARE, 2010; Greitzer, 2010). Aunque el gasto de combustible sea una parte im- 1.2. Génesis del sistema PTeD en un fuselaje portante del costo operativo de las aerolíneas, el foco de avión tipo ala (HWB) central de desarrollo de la tecnología ha sido la de mejorar la cantidad del consumo y ahorro de com- Durante más de 60 años, el diseño básico tipo tubo bustible, el mantenimiento de aterrizaje y despegue de aviones comerciales se ha mantenido prácticamente (LTO), ruido y NOx. Gracias a estas medidas en los igual. A través del tiempo, a pesar de que los aviones últimos 40 años se ha logrado una reducción de 70% se han vuelto mucho más eficientes en términos de conen el consumo de combustible y una disminución en sumo de combustible, de reducción de emisiones y de ruido; la forma básica ha sido en gran parte la misma, el ruido en un 75% (Airbus, 2011). En cuanto a la aeronave y la tecnología del sistema siendo más bien un cambio evolutivo, que un cambio de propulsión, es evidente que las mejoras evolutivas revolucionario. Con el fin de hacer la transición a un a la tecnología convencional serán en gran parte in- diseño más eficiente, la restricción para la toma de suficiente para cumplir futuras metas impuestas de las cargas de presión alrededor del anillo de tensión desempeno y emisiones. Por lo tanto se necesita de un (fuselaje tipo tubo) fue retirado y se supuso un alterenfoque más revolucionario, en los cuales implementen nativo concepto estructural, el cual mantiene la forma del perfil de la ala y el cual comúnmente se denomnuevas arquitecturas de propulsion. ina fuselaje tipo ala (HWB) (Liebeck, 2004). Figura 1 muestra uno del conceptos que utiliza este tipo de 1.1. Tecnologias potenciales fuselaje. Con respecto al sistema de propulsión se han Las tecnologías potenciales para alcanzar las mejo- desarrollado diseños que giran hacia un concepto de ras previstas, son innovaciones que cambian las reglas propulsión distribuida, en el que, la energía generada del juego ya que introducen nuevas y valiosas oportu- a través de los motores principales se transmite a vennidades. El sistema de propulsión de un avión y su tiladores distribuidos que se encargan de producir el
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Table 1. Nomenclatura utilizada para los sistemas de propulsion
Abreviacíon en inglés
Descripcíon
BLI BL BPR HTS PTeD CV
Ingestion de capa limite Capa límite Razon de derivacion en turbofans Superconductores de alta temperatura Propulsion turbo-eléctrica distribuida Volumen de control
empuje de la aeronave.
un diseño estructural más eficiente y un sistema de propulsión totalmente integrado. La ingestión de la capa límite (BLI) se base en la oportunidad de recuperar la energia perdida por las fuerzas viscosas que producen la perdida de energia del sistema (Plas, 2007; Drela, 2009) y por lo tanto incrementar la eficiencia del sistema de propulsion. 1.4. Oportunidades de los sistemas PTeD
Dependiendo de su configuración o arreglo, algunas de las bien conocidas ventajas del concepto incluyen: lograr una relación de derivación alta y eficaz (BP R), mientras que se conserva la eficiencia térmica de los motores centrales; menor consumo de combustible, debido a la mayor eficiencia propulsiva; reducción de emisiones al medio ambiente y ruido. Entre los principales desafios de este tipo de sistemas se encuentra el desarrollo de equipos HTS, los cuales al momento todavia son estudiados Luongo et al. (2009). Sin emFigure 1. N3-X concepto de aeronave desarrollado por bargo, en el caso de transmision mecanica o electrica NASA para aviación civil Felder (2009) en aeronaves de menor tamaño donde el uso de HTS El siguiente desafío en este tipo de sistemas, es el no sea imperativo, la factibilidad de incorporar estos de utilizar el método más eficiente para transmitir po- conceptos puede aumentar. tencia desde el motor principal hacia los ventiladores del propulsor. Las principales alternativas fueron: la 1.5. Posible aplicaciones en sistemas aéreos no tripulados(drones) transmisión mecánica y la producción de energía eléctrica, y su difusión por medio de una red de distribu- Ecuador es un país con una economía emergente, la ción para varios ventiladores con motor eléctrico. Sin cual está comenzando a establecer una plataforma de embargo, dependiendo de la potencia requerida por investigación en diferentes áreas de la tecnología. En los equipos eléctricos, éstos se vuelven muy grandes y éste marco, la industria aeroespacial se ve como un utilizando la tecnología actual no son aceptables para prometedor campo de investigación debido a las nuaplicaciones móviles. Por ésta razón, para aviación merosas ventajas para el desarrollo de: transporte, vigcivil una posibilidad fue el uso de superconductores de ilancia , infraestructura y comunicaciones. Éstas venalta temperatura (HTS). En el caso de drones, éstos tajas han motivado el estímulo gubernamental a este problemas pueden ser evadidos por las dimensiones y campo, algunos ejemplos son: la creación de la Agenrequisitos energéticos en estos sistemas. El uso de HTS cia Espacial Ecuatoriana (EXA), la fabricación ecuaes clave para la realización del concepto del sistema toriana de nano- satélites, la fabricación de vehículos PTeD desarrollado por NASA (figura 1). aéreos no tripulados UAVs (UAV - 2 Gavilán ), entre 1.3. Ingestion de la capa limite (BLI) Las oportunidades clave de un sistema integrado de éste tipo (PTeD en un HWB), incluyen la posibilidad del diseño para un arrastre reducido, ya que proporcionan una mayor flexibilidad en el acomodamiento,
otros . En cuanto a la investigación en vehículos aéreos, los drones presentan beneficios potenciales para Ecuador. Hoy en día, los vehículos aéreos no tripulados (UAVs), tienen un amplio rango de aplicaciones. Los Vehículos aéreos no tripulados se utilizan desde aplicaciones
4 militares y logísticas hasta en la agricultura . La versatilidad de este tipo de aviones está vinculada con la independencia de la interacción humana y por lo tanto, con la capacidad para llevar a cabo tareas que no son adecuadas para los seres humanos. En éste ámbito, también los sistemas innovadores de propulsión pueden ser probados, ya que el mercado de drones presenta menos limitantes económicos y de seguridad que los presentados por la aviación civil. Éstas características hacen que los conceptos y tecnologías anteriormente citados puedan ser probados con mayor facilidad y de esta manera pavimentar el camino para el crecimiento de estas tecnologias.
Table 2. Condiciones de operación para el concepto NASA N3-X Felder (2011)
Parameter Payload [kg] Range [km] Minimum thrust required at cruise [N] (12192 m) Mcr
Value 53558 13890 73952.6 0.84
tener un perfil que simule flujo turbulento , el cual es el que esta presente a las condiciones de diseño (tabla 2) del presente estudio(Re=218 millones). En ecuación 1 u y Ue corresponden a la velocidad puntual en la 2. Metodología capa limite y a la velocidad del tope de la capa límite respectivamente Anderson (2001). El sistema de propulsion distribuida ha sido estudiado Para el calculo del empuje producido por cada en dos modulos. El primero coresponde a los propul- propulsor la ecuacion 2 es utilizada sores distribuidos sobre el fuselaje tipo ala (BWB). Figura 2 ilustra esquematicamente como la capa limite puede ser ingerida por el propulsor. En este sentido FN = N F (m˙ f (V4 − V1 ) + (p4 − p∞ ) A4 − (p1 − p∞ ) A1 ) para incluir elefecto de BLI se ha determinado un vol(2) umen de control como el indicado en figura 2. Para en esta ecuación N F corresponde al numero de el calulco del desempeño del propulsor un metodo paramétrico es utilizado. Para esto las propiedades del propulsore, V a la velocidad, p a la presion stática y fluido (capa límite) son calculadas usando los valores A al area. Los promedios en funcion de la masa son caluclapromediales en función de la masa (Valencia, 2014). Puesto que el concepto NASA N3-X consta de TeDP dos con la ecuación 3 ∫ HCS y BLI sus características de vuelo y desempeño han 1 V1 = VBL (y)m ˙ f (y)dy (3) sido usados en este estudio. Estas se detallan en tabla m ˙f 0 2. Puesto que para calcular las propiedades de la capa Para determinar las propiedades del fluido antes limite se necesitan los perfiles de velocidad y de presion total, estos han sido determinados usando la regla del propulsor ventilador la caida de presión en el de 1/7th la cual se muestra en equacion 1 y las sigu- ducto de admisión ha sido usada como parametro de análisis. Las perdidas de presion total en este estudio ientes suposiciones: se definan con la ecuación 4. • Las diferencias en densidad no son consideradas y el fluido de la capa limite es considerado in∆P1−2 ∆Pin = (4) compresible. Esta suposicion es hecha para este P1 calculo preliminar. Sin embargo deberá ser mejoPara definir la altura de capa límite ingerida(HCS ) rada cuando el diseño del fuselaje sea determiun caculo iterativo es utilizado. Esta altura se define nado. usando principios de continuidad en el ingreso del con• La estación de ingreso en el volumen de control ducto y asumiendo la seccion del mismo rectangular. esta definido antes de que cualquier precompre- PAra este anaálisis los incrementos de presion (F P R) sion o difusion haya tomado lugar (?). estuvieron en el rango de 1.15-1.5 Liu et al. (2012) . • La razón de flujo másico se supone igual a uno. Un rango apropidao de perdida de presion para este Ademas se supone que la altura de la capa de tipo de ductos es complicado de determinar, puesto ingestion (HC S) es igual al altura del conducto que los estudios todavia estan en etapa preliminar, sin embargo en estos estudios se menciona que estos de admisión. sistemas podrían presentar perdidas en el rango de (1-2.5%) (Rodriguez, 2009). u = Ue
( y )1/7 δ
(1) 3. Resultados y discusíon
En la ecuación 1 δ es el espesor de la capa límite, en En esta sección se muestra el efecto que tienen BLI este estudio ésta se supone igual a un metro, esto para y TeDP sobre el consumo de energía utilizado para
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Valencia, E. , et al / Estudio de tecnologias innovadoras para sistemas de propulsion en aeronaves
Figure 2. Volumen de control utilizado en el estudio
las configuraciones convencionales necesitan ser fijados debajo de las alas y por lo tanto las razones de derivacion no pueden exceder ciertos límites. 25
BLI ∆ Pin=2%
24.5
BLI ∆ Pin=0% Non−BLI ∆ Pin=0%
24 23.5 PWt [MW]
la propulsion de la aeronave. Figura 3 muestra como ha medida que se incrementa la presion dada por el propulsor la potencia consumida también lo hace para los casos en los que no existe BLI (sistemas de propulsión convencionales) y en los sistemas ideales (∆Pin = 0%). En la comparación de estos sistemas se puede evidenciar el beneficio que tiene BLI, el cual para altos FPR muestra un gran beneficio comparado con sistemas convencionales. Sin embargo cuando BLI se presenta para un caso real (∆Pin = 2%) los beneficios decrecen a bajos FPR, esto debido a la dificultad de cubrir las perdidas de presión por el propulsor. Sin embargo esto también se debe al perfil de velocidades asumido en este trabajo, puesto que si el espesor de la capa límite varia los beneficios ciertamente cambian. Para el caso de UAV’s este es un aspecto muy importate, puesto que dependiendo del tipo de fluido ingerido (laminar o turbulento) se puede tener menos beneficio de BLI pero tambien menor efecto negativo de los aspectos aerodinámicos de integracion que colleva BLI. Para ilustrar como el consumo de poder cambia con la altura de capa límite ingerida en figura 4 se muestran estas dos variables para los mismos casos anteriormente explicados. En esta figura se observa como en el caso límite el sistema de propulsion distribuida con BLI se comporta como un rotor abierto de infinita razón de derivacion (BP R). Sin embargo para el caso de BLI con perdidas, el comportamiento genera un minimo y se observa un incremento substancial en la potencia requerida para este caso límite. En esta figura se evidencia los beneficios de PTeD, la cual permitiría grandes razones de derivacíon y la disminucion en terminos de potencia requerida por el sistema de propulsión. La ventaja de la propulsión distribuida radica en que a diferencia de los motores convencionales (turbofan), la razon de derivación no es limitada por el tamaño de los motores, los cuales en
23 22.5 22 21.5 21 20.5 20 1.1
1.15
1.2
1.25
1.3 1.35 FPR [−]
1.4
1.45
1.5
1.55
Figure 3. Potencia consumida por el arreglo de propulsores en funcion de la razon de presión
4. Conclusiones En este trabajo se ha mostrado las ventajas de BLI y TeDP aplicadas a una concepto de aeronave futurista. De los resultados obtenidos se puede apreciar una gran mejoria en terminos de rendimiento cuando BLI se implementa, debido principalmente a la mejora de la eficiencia propulsiva y a la reducción del momentum de arrastre. Ademas se ha encontrado un mayor obstaculo en la aplicación de esta tecnologuia desde el punto de vista de integracion aerodinámica, y este corresponde a las perdidas de presión total que se producen en los conductos de admisión. Este ultimo aspecto se presenta como el gran desafío tecnológico para hacer
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25
Anderson, J. D. (2001). Fundamentals of aerodynamics. McGraw-Hill series in aeronautical and aerospace engineering. McGraw-Hill, Boston, 3 edition. John D. Anderson, Jr.; Includes bibliographical references (p. 877-881) and index.; McGraw-Hill series in aeronautical and aerospace engineering.
BLI ∆ Pin=2%
24.5
BLI ∆ Pin=0% Non−BLI ∆ Pin=0%
24
PWt [MW]
23.5 23
Drela, M. (2009). Power balance in aerodynamic flows. In 27th AIAA Applied Aerodynamics Conference, page none, San Antonio, Texas. AIAA.
22.5 22 21.5 21 20.5 20 1
2
3
4 HCS/hBL [−]
5
6
Felder, J. e. a. (2009). Turboelectric distributed propulsion engine cycle analysis for hybrid-wingbody aircraft. In 47th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition, page none, Orlando, Florida. AIAA.
Figure 4. Potencia consumida por el arreglo de propulFelder, J. e. a. (2011). sores en funcion de la altura de capa límite ingerida
An examination of the effect of boundary layer ingestion on turboelectric distributed propulsion systems. In 49th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition, page none, Orlando, Florida. AIAA.
viable la implementación de esta tecnología. Por último en este trabajo se menciona una metodología básica para el cálculo del desempeño de estos sistema de propulsión, el mismo que puede ser adaptado para Greitzer, E. e. a. (2010). N+3 aircraft concept designs el análisis de otras aeronaves como por ejemplo los and trade studies, final report. Nnx08aw63a/vol1, drones, los cuales debido a su menor costo y reguMIT, Massachusetts. laciones de seguridad podrían permitir la evaluación de estos conceptos innovadores. Sin embargo cabe re- Kim, H. (2010). Distributed propulsion vehicles. In calcar, que en estos casos diferentes condiciones de 27th International Congress of the Aeronautical Scifuncionamiento aplican y por lo tanto el uso de estas ences, page none, Nice, France. ICAS. tecnologíuas debería ser estudiado mas a fondo para Kim, H. e. a. (2008). Distributed turboelectric propulestos casos particulares. sion for hybrid wing body aircraft. In International Powered Lift Conference, page none, London, Eng5. Trabajo futuro land. Royal Aeronautical Society. Determinar como varian las propiedades de ingreso Liebeck, R. (2004). Design of the blended wing body del fluido (capa límite) de acuerdo a las condiciones subsonic transport. Journal of Aircraft, 41(1):10– de operación de drones u otras aeronaves diseñadas 25. para un menor rango y carga. Analizar la distorsíon Liu, C., Doulgeris, G., Laskaridis, P., and Singh, inducida por BLI para este tipo de aeronaves. R. (2012). Turboelectric Distributed Propulsion System Modelling for Hybrid-Wing-Body Aircraft. Acknowledgements American Institute of Aeronautics and Astronautics. 21; M1: 0; doi:10.2514/6.2012-3700; M3: Esta investigacíon ha sido parcialmente patrocinada doi:10.2514/6.2012-3700. por la SENESCYT. Luongo, C., Masson, P., Nam, T., Mavris, D., Kim, H., Brown, G., Waters, M., and Hall, D. (2009). Next References generation more-electric aircraft: A potential appliACARE (2010). Aeronautics and air transport: Becation for hts superconductors. Applied Superconyond vision 2020 (towards 2050). Web Page Visited ductivity, IEEE Transactions on, 19(3):1055 –1068. in March 2012. Plas, A. e. a. (2007). Performance of a boundary layer Airbus (2011). Delivering the future, global market ingesting (BLI) propulsion system. In 45th AIAA forecast 2011-2030 full book. Web Page Visited in Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, page none, March 2012. Reno, Nevada. AIAA.
Valencia, E. , et al / Estudio de tecnologias innovadoras para sistemas de propulsion en aeronaves
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to assess the performance of an aircraft concept with distributed propulsion and boundary layer ingestion using a parametric approach. In Journal of Aerospace in press. SAGE.
