Eliche avanzate per Mach 0,8 da crociera – I parte

Questa è “Strategia & Difesa”, numero 191 di febbraio 1984.

La nuova importanza che ha la conservazione di carburante ha stimolato un nuovo interesse negli aerei potenziati con motori turboprop.

Studi fatti dalla NASA e dall’industria aeronautica per aerei disegnati per Mach 0.8 di crociera all’altitudine di 9,114 metri, dimostrano un risparmio significativo di carburante e riduzioni dei costi nelle operazioni dirette degli aerei potenziati con motori turboprop rispetto a quelli con motori turbofan.

La propulsione ad alta velocità del turboprop è stata studiata per varie applicazioni con aerei subsonici, sia civili che militari. La proporzione del risparmio carburante per gli aerei potenziati con turboprop su aerei potenziati con turbofan tecnologicamente paragonabili viene normalmente influenzata dalla velocità di crociera e raggio operativo. Ciò è visto dalla tendenza delle curve di blocchi risparmio-carburante contro raggio operativo dimostrato in figura 1.

Risparmi carburante dal 15 per cento al 30 per cento a Mach 0.8 possono essere realizzati con l’impiego di un turboprop avanzato ad alta velocità. Gli aerei à Mach 0.7 di crociera presentano un maggiore risparmio di carburante di quelli progettati per Mach 0.8 perché il vantaggio del sistema turboprop di propulsione ad alta velocità sul turbofan aumenta quando il numero di Mach diminuisce.

Risparmi di carburante di oltre il 20 per cento possono essere realizzati a Mach 0.7 per voli tipici di aerei d’affari. I risparmi di carburante aumentano anche per operazioni meno lunghe perchè una porzione più grossa del blocco-tempo è utilizzata alle velocità più basse di salita e discesa dove la propulsione con turboprop offre vantaggi ancora più grandi.

Questi risparmi di carburante progettati col turboproр ad alta velocità hanno un impatto significativo sul costo diretto operativo dell’aereo. Dato che il carburante è il 40 per cento dei costi diretti operativi (DOC) di aerei ad autonomia media/corta un risparmio tra il 20 per cento e 25 per cento porta a una diminuzione del DOC dal 80 per cento al 10 per cento. I risparmi di carburante sono maggiori per aerei a raggio lungo e perciò i risparmi DOC sono maggiori.

Aerei а lunghissimo raggio possono approfittare del vantaggio di un consumo ridotto di carburante per ridurre il peso e le dimensioni dell’aereo e a sua volta ciò dà una riduzione addizionale DOC e in più la riduzione dei costi d’acquisizione e rende più lunga la vita operativa dell’aereo. La variazione di risparmi DOC con costi di carburante viene mostrata nella figura 2. Le curve sono basate su studi anteriori fatti sui presupposti tecnologici per il 1985 е anche per il 1976.

La Boeing la Lockheed esaminarono il livello tecnologico 1985 dei motori turboprop rispetto a un paragonabile livello tecnologico dei turbofan. Il progetto dell’aereo della Boeing era basato su livelli tecnologici del 1976 mentre la Lockheed usò livelli tecnologici del 1985. La Douglas usò il DC 9-30 come base di paragone, e ha paragonato sia il livello tecnologico attuale dei turboprop che il livello tecnologico della configurazione attuale del DC9-30 con bypass a basso rapporto dei motori turbofan JT8D.

Come si potrebbe constatare, si è arrivati a un grande risparmio DOC che rispecchia i vari presupposti dell’efficacia delle eliche, progettazione e peso della fusoliera per diminuzione sonora, configurazioni degli aerei, lunghezza degli aerei, costi di manutenzione, ecc. Tuttavia, in tutti questi casi, c’è stato un miglioramento significativo per aerei potenziati da turboprop. Ciò è soprattutto vero per gli aerei meno lunghi che rendono ancora più attraenti i turboprop avanzati per i mercati di corto e medio raggio.

Concetti avanzati di progettazione

La maggior parte degli studi aeronautici erano basati su un’efficacia propulsiva calcolata dall’elica sul 79.5 per cento a Mach 0.8. Per arrivare a questo livello di prestazioni con un livello acustico accettabile di cabina, si sono valutati vari concetti dinamici e acustici avanzati e utilizzati nel disegno dei modelli attuali per le gallerie aerodinamiche.

Questi concetti sono stati discussi in studi preparati anteriormente e saranno riassunti qui. Nella figura 3 questi concetti importanti per la progettazione di eliche ad alta velocità vengono schematicamente descritti.

Comprendono un’elica con spessore ridotto e punta dell’elica angolata per minimizzare le perdite di compressione sulle parti esterne delle eliche e per ridurre il livello acustico di crociera; blocco gondola-motore appositamente costruita e area delle ogive per ridurre la frizione tra le pale dell’elica e altre perdite di compressione nella zona iniziale della pala dell’elica; e l’uso di tecnologia avanzata per il profilo aerodinamico.

Per mantenere il diametro e il peso dell’elica a valori ragionevoli per Mach 0.8 di crociera al di sopra di 9,144 m di altitudine, sono richiesti fattori di carico potenziali a un livello più alto di quello normale. Così questi alti fattori di carico avrebbero bisogno di un aumento del numero delle pale delle eliche da 8 a 10 per manutenere l’alta efficacia delle eliche.

Il disegno dell’elica avanzata/ gondola motore è un processo altamente integrato. Un esempio di questo processo integrato è mostrato nella figura 4 dove l’angolo dell’elica, area ogiva e il blocco della gondola-motore vengono impiegati per minimizzare le perdite di compressione attraverso il raggio intero della pala dell’elica.

Per un’elica normale alla condizione di progettazione di Mach 0.8 di crociera е alla velocità della punta di pala di 243,8 m/sec, tutti i numeri di Mach relativi alla sezione (curva A) sono al di sopra della resistenza aerodinamica del numero di Mach (curva В) dell’elica con la serie 16 dei profili aerodinamici NACA anche quando pale di basso spessore vengono usate.

L’aggiunta di un angolo di 30 gradi (curva C) porta i numeri di Mach vicino alla punta a valori inferiori al livello della resistenza aerodinamica. L’area dell’ogiva e il blocco della gondola-motore sopprimono numeri locali di Mach nella zona del mozzo dell’elica. Nel programma aerodinamico tutti gli avanzati concetti aerodinamici e acustici sono stati studiati con l’eccezione di piani avanzati di profilo dinamico. Secondo i progetti correnti della NASA, questo concetto sarà trattato nel futuro.

In aggiunta agli scopi dell’efficacia propulsiva i vicini campi di ricerca dei livelli desiderati di rumore esterno sono stati stabiliti per mantenere i livelli interni competitivi con gli aerei wide-body di oggi, e per minimizzare la manutenzione della fusoliera. Dato che i numeri di Mach della punta delle pale sono leggermente supersonici come si vede nella figura 4 l’approccio iniziale per la riduzione del rumore è stato di aumentare ancora l’angolo di freccia e ridurre il numero di Mach della sezione locale effettiva al di sotto del numero di Mach critico della sezione.

La forza dell’urto e quindi la pressione risultante viene ridotta. Il disegno della punta dell’angolo di freccia di 30 gradi era perciò aspettato come meno rumoroso. Un concetto più avanzato era incorporato in una punta con angolo di freccia di 45 gradi (SR-3) usando l’analisi lineare acustica. La teoria attuale prevede lo spessore (a causa della distribuzione dello spessore della pala sul profilo aerodinamico) e il carico (a causa della pressione della pala del profilo aerodinamico) delle componenti sonore da ogni sezione radicale della pala.

Il rumore dello spessore è normalmente la fonte principale di rumore su un’elica operante con la punta con un numero di Mach leggermente supersonici. Con la giusta angolatura della forma della pala è possibile ridurre il rumore esterno usando il concetto della fase d’interferenza, illustrato nella figura 5.

Il rumore della pala dell’elica è uguale alla somma dei vettori dei contributi dell’onda sinusoidale (amplitudine e angolo di fase) di ogni radiante. II rumore di tutta l’elica è il prodotto della somma dei vettori per il numero delle pale.

L’accentuazione dell’angolatura della punta causa un angolo di ritardo de segnale (aumento dell’angolo di fase) e così il segnale dalla zona di media-pala causa un’interferenza parziale e una riduzione di rumore.

Questo concetto di interferenza di fase è stato usato nella progettazione acustica dell’angolo di freccia del modello d’elica a 45 gradi (SR-3) per ridurre il rumore esterno di crociera. Questo concetto dovrebbe avere applicazione per i rumori di spessore e carico nei campi lontani e vicini.

Progettazione di modello e collaudi

Studi iniziali di progettazione per eliche ad alta velocità erano basati su paragoni fatti con aerei attuali potenziati con turbofan, con l’esigenza che la velocità dell’aereo, l’ambiente di cabina, e la sicurezza dell’aereo non sia degradato con un avanzato turboprop con consumi efficaci. La progettazione del numero di Mach 0.8 e l’altitudine al di sopra di 9,744 metri è stata stabilita per permettere ad aerei potenziati a turboprop di interpolarsi con aerei potenziati a turbofan.

L’alta potenza di carico dell’elica è richiesta senza le dimensioni e il troppo peso associati con progettazioni convenzionali di eliche per arrivare alla progettazione con Mach 0.8 e 10,668 metri. Tutte le progettazioni di elica avanzata che sono state collaudate avevano otto pale con un fattore di attività di pala sui 200 (tranne 235 per SR -3) per raggiungere quest’esigenza di carico ad alta potenza.

Per mantenere il rumore di cabina a un livello paragonabile agli aerei attuali potenziati da turbofan si era arrivato a un compromesso aerodinamico-acustico nella progettazione iniziale d’elica che ha permesso alla punta relativa del numero di Mach d’essere leggermente supersonica (appros. Mach 1,14).

I parametri di progettazione per le quattro eliche che sono state collaudate, si vedono nella figura 6 con la progettazione prevista dei punti efficienti. Anche il rumore di crociera è previsto usando l’analisi acustica a condizioni di volo e una distanza di 0.8 diametri di elica dalla punta.

Come si può constatare, la velocità della punta, la potenza e il numero delle pale per le quattro progettazioni erano le stesse; perciò, l’efficacia ideale era la stessa per le quattro progettazioni. Tutte avevano profili aero-dinamici fini con corde medie larghe e distribuzioni con svirgolamenti aerodinamici e curvature che erano basate sull’elica che operava nel campo di flusso attorno a un’ogiva specifica e una gondola motore continua.

La configurazione SR-2 era una pala diritta che era progettata e collaudata con un’area d’ogiva (AR-2). SR-1 aveva la punta dell’angolo di freccia di 30 gradi e era progettata e collaudata con un’ogiva conica (C-1). La SR-1 m era una modificazione della progettazione della SR-1 con maggiore carico di potenza vicino alla punta.

Come dimostrato nella figura 7, questo era realizzato con la riduzione dello svirgolamento e l’aumento della curvatura vicino alla punta rispetto alla SR-1.

La SR-1m è stata collaudata con l’ogiva conica e con l’area di ogiva. La SR 3 aveva la punta con un angolo di freccia di 45 gradi e è stata la progettazione più avanzata finora. Il concetto d’interferenza acustica di fase di cui abbiamo già parlato, era impiegata nella progettazione della sagoma (corda media e angolo di freccia).

Era previsto che la SR-3 avesse un livello acustico di 6 dB al di sotto del disegno della pala diritta SR-2. La SR-2 era progettata e collaudata con un’area d’ogiva. Come si vede nella figura 6, la progettazione prevista del punto d’efficacia aumenta mentre l’angolo di freccia aumenta. Le caratteristiche geometriche per la progettazione delle quattro pale sono dimostrate nella figura 7.

Le Sezioni del profilo aerodinamico per la progettazione delle pale erano della NACA serie 16 dalla punta al raggio di 53% (45% per la SR-1) e la NACA serie 65 con arco circolare alla linea media (NACA a = 1 linea media per la SR-1) con un raggio di 37% alla radice con una transizione tra le due.

Alla progettazione del loro rapporto di larghezza avanzato (J = 3,06) e coefficiente di corrente (Cp = 1,7), le efficienze previste sono presentate nella figura 8 con numeri liberi di Mach da 0,6 a 0,85. Come punto di riferimento il livello ideale d’efficienza (85.1%) viene mostrato basato su un carico ottimale della pala con resistenza aerodinamica della pala a zero.

Le efficienze previste erano tutte alte a numeri bassi di Mach con l’elica SR-3 con un angolo di freccia di 45 gradi e l’elica SR-1 m con l’angolo di freccia di 30 gradi, appena 1% al di sopra dell’30 gradi-angolo di freccia Sr-1 di 30 gradi e ai 0 gradi dell’angolo di freccia dell’elica SR-2.

Differenze significative associate con l’angolo di freccia apparvero oltre Mach 0,7. Le configurazioni di angoli di freccia di 30 gradi dimostrarono un miglioramento del 2% rispetto all’elica normale SR-2. L’elica SR-3 con angolo di freccia 45 gradi dette un rendimento ancora maggiore e l’efficienza prevista rimase al di sopra del 80% fino a Mach 0,85.

Gli esemplari di eliche con un diametro di 62.2 cm erano tutti collaudati nella galleria aerodinamica Lewis della NASA al banco di prova da 1000 HP (PTR). La figura 9 dimostra il modello SR 3 con un angolo di freccia di 45 gradi installato sul PTR.

Gli esemplari dell’elica erano potenziati da una turbina a tre livelli ad aria, utilizzante un sistema di flusso continuo di aria 3,103 x 106 N/m² (450 psi).

Le potenze sulle eliche e sulle ogive erano misurate usando due sistemi diversi. Una cella di carico sita nel montante verticale inter-alare era impiegata per misurare la forza dell’asse. Una bilancia rotante sita poco dietro l’ogiva, per misurare la spinta e il momento torcente.

Le potenze della gondola erano determinate dall’integrazione della pressione. I collaudi nella galleria aerodinamica erano conseguiti a un’incidenza modello zero al flusso libero. L’angolo della pala era misurato a 3/4 del raggio dell’elica (ẞ3/4) ed era messo ad angoli diversi e i dati erano quotati attraverso un raggio di numeri di Mach da 0,6 a 0,85.

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