Desarrollo de un Equipo para la Caracterización en Túnel de Viento de Plantas Propulsoras de Motor Eléctrico y Hélice con Ángulo de Incidencia Variable

I Trabajo Fin de Grado Grado en Ingeniería Aeroespacial Desarrollo de un Equipo para la Caracterización en Túnel de Viento de Plantas Propulsoras de Motor Eléctrico y Hélice con Ángulo de Incidencia Variable. Autor: Raimundo Blanco Hacar Tutor: Sergio Esteban Roncero Dep. Ingeniería Aeroespacial y Mecánica de Fluidos Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2015 Trabajo Fin de Grado Grado en Ingeniería Aeroespacial Desarrollo de un Equipo para la Caracterización en Túnel de Viento de Plantas Propulsoras de Motor Eléctrico y Hélice con Ángulo de Incidencia Variable. Autor: Raimundo Blanco Hacar Tutor: Sergio Esteban Roncero Profesor Contratado Doctor Dep. de Ingeniería Aeroespacial y Mecánica de Fluidos Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2015 Trabajo Fin de Grado: Desarrollo de un Equipo para la Caracterización en Túnel de Viento de Plantas Propulsoras de Motor Eléctrico y Hélice con Ángulo de Incidencia Variable. Autor: Raimundo Blanco Hacar Tutor: Sergio Esteban Roncero El tribunal nombrado para juzgar el Proyecto arriba indicado, compuesto por los siguientes miembros: Presidente: Vocales: Secretario: Acuerdan otorgarle la calificación de: Sevilla, 2014 El Secretario del Tribunal Desarrollo de un Equipo para la Caracterización en Túnel de Viento de Plantas Propulsoras de Motor Eléctrico y Hélice con Ángulo de Incidencia Variable. Agradecimientos Tras años de esfuerzo, concluyen mis estudios de grado a la par que finaliza este proyecto. Han sido infinidad de días sentado en una biblioteca de sol a sol los que me han hecho llegar a este punto. Desde el pistoletazo de salida ha habido, como siempre en la vida, momentos buenos y momentos que no lo fueron tanto. Con orgullo puedo decir que esto hubiese sido imposible sin las personas que me han acompañado. Quiero comenzar agradeciendo a mis compañeros de carrera en general, y a los que ya son mis amigos en particular. Si no hubiésemos creado desde el primer año el ambiente que creamos, la superación de cada asignatura hubiese sido infinitamente más difícil. Saber que tienes a alguien al lado, con los mismos apuntes por delante, que te puede ayudar, y que tiene las mismas preocupaciones e inquietudes que tú es sin duda una de las claves del éxito en la Universidad. En especial quiero agradecerle a Jorge, por haber dado siempre mucho más de lo que recibía, y como no a Inma, por haber tenido siempre un poquito de su efectividad guardada para mí. Por otro lado tengo que dar las gracias a mis Padres y a mi hermano. Suya es esta carrera también, porque han sufrido y disfrutado conmigo y porque me han dado siempre la estabilidad y el apoyo que te permite rendir al máximo de tus capacidades. No quiero dejar de agradecer su esfuerzo a Manolo y a José, que tan merecido tienen su título de Maestros, sin sus conocimientos sería imposible que muchos proyectos se realizasen. Por último quiero agradecer sinceramente a Sergio, tutor de este proyecto, por su forma de trabajar, por su cercanía y por la pasión que profesa por lo que hace. Su dedicación es realmente inspiradora. Muchas gracias a todos por haberme llevado de la mano a la meta. Raimundo Blanco Hacar I Desarrollo de un Equipo para la Caracterización en Túnel de Viento de Plantas Propulsoras de Motor Eléctrico y Hélice con Ángulo de Incidencia Variable. II Desarrollo de un Equipo para la Caracterización en Túnel de Viento de Plantas Propulsoras de Motor Eléctrico y Hélice con Ángulo de Incidencia Variable. Resumen Este proyecto afronta la creación de un sistema que permita ampliar las condiciones de vuelo en que se pueden caracterizar los sistemas de propulsión de aeronaves no tripuladas de pequeño a medio tamaño. En concreto se centra en aquellas aeronaves con Sistemas Propulsivos formados por una hélice que es movida por un motor eléctrico. Se desarrolla entonces una bancada que nos permite variar el ángulo que existe entre el vector empuje y el vector velocidad a la hora de realizar pruebas en el túnel de viento. El equipo está diseñado para su montaje en el túnel de viento de la Escuela Técnica Superior de Ingeniería de la Universidad de Sevilla. Además del diseño, la fabricación, el montaje del conjunto y la puesta en marcha, se realizan experimentos que arrojan resultados iniciales sobre las tendencias que presentan los parámetros de caracterización al variar el ángulo. Estos resultados son presentados también de forma que suponen un punto de partida para futuros estudios mas completos en este ámbito. Con la realización de este proyecto se continua además con una linea de estudios de caracterización de estos Sistemas de Propulsión, que habían sido hasta ahora realizados sin variar la posición del conjunto con respecto a la corriente, [2], [4], [1]. III Desarrollo de un Equipo para la Caracterización en Túnel de Viento de Plantas Propulsoras de Motor Eléctrico y Hélice con Ángulo de Incidencia Variable. 4.10. Captura de la selección de puntos coincidentes. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 71 4.11. Captura de la selección de puntos inicial y final. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 71 4.12. Contenido de la carpeta Postprocesado............................ 72 4.13. Esquema de la ángulo de ataque de la pala por composición de velocidades. . . . . . . 75 4.14. Tracciones en cada régimen de RPM con resistencia. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 76 4.15. Tracciones obtenidas con resistencia. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 77 4.16. Coeficiente de Tracción en cada régimen de RPM con resistencia. . . . . . . . . . . . . 78 4.17. Rendimiento propulsivo en cada régimen de RPM con resistencia. . . . . . . . . . . . . 79 4.18.Comparacióna2000RPM. ................................. 80 4.19.Comparacióna3000RPM. ................................. 81 4.20.Comparacióna4000RPM. ................................. 82 4.21.Comparacióna5000RPM. ................................. 83 4.22. Tracciones en cada régimen de RPM. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 86 4.23.Traccionesobtenidas...................................... 87 4.24. Torques en cada régimen de RPM. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 88 4.25.Torquesobtenidos....................................... 89 4.26. Tracción en función de α. .................................. 90 4.27. Torque en función de α. ................................... 90 4.28. Coeficiente de Tracción en cada régimen de RPM. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 91 4.29. Coeficiente de Par en cada régimen de RPM. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 92 4.30. Coeficiente de Potencia en cada régimen de RPM. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 93 4.31. Rendimiento propulsivo en cada régimen de RPM. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 94 4.32. Rendimiento mecánico en cada régimen de RPM. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 95 4.33.RendimientoPropulsivo.................................... 96 4.34.RendimientoMecánico. ................................... 96 4.35.Comparacióna2000RPM. ................................. 97 4.36.Comparacióna3000RPM. ................................. 98 4.37.Comparacióna4000RPM. ................................. 99 4.38.Comparacióna5000RPM. ................................. 100 X Desarrollo de un Equipo para la Caracterización en Túnel de Viento de Plantas Propulsoras de Motor Eléctrico y Hélice con Ángulo de Incidencia Variable. Capítulo 1 Introducción 1.1. Motivación En la actualidad el mercado de las aeronaves ligeras no tripuladas está en continuo crecimiento. Esto se debe a la expansión de dispositivos electrónicos con una gran capacidad computacional, lo cual incrementa mucho sus cualidades y permite aplicarlos, con un coste relativamente bajo, a un ámbito como el aeronáutico en que la seguridad es crítica. Los llamados UAS (Unmanned Aerial System) son un tema de moda en el ámbito de la tecnologías. Este hecho se debe principalmente a la extensa lista de aplicaciones que estos vehículos poseen y que se amplía día tras día. En las imágenes de la 1.1 a la 1.3 podemos visualizar ejemplos de estas aeronaves. Figura 1.1: Ejemplo Unmanned Aerial System Figura 1.2: Avión no tripulado X8 Figura 1.3: UAS de ala móvil 1 CAPÍTULO 1. INTRODUCCIÓN La inmensa mayoría de los aviones de este tipo, y concretamente aquellos que se sustentan gracias a superficies aerodinámicas en ala fija, utilizan un sistema propulsivo formado por un conjunto motorhélice energizado mediante baterías. A la hora de diseñar una aeronave, un aspecto muy importante para asegurar que cumpla con los requisitos de la misión deseada es hacer una buena elección de la planta propulsora. Para facilitar enormemente dicho proceso de selección es clave disponer de un catálogo de conjuntos motor-hélice caracterizados de antemano de la forma lo mas amplia posible. El Departamento de Ingeniería Aeroespacial de la Universidad de Sevilla en concreto y la Escuela Técnica Superior de Ingeniería en general se implican anualmente en numerosos proyectos, algunos de los cuales se encuentran en dicho marco. Aparece entonces la necesidad de desarrollar un sistema que evolucione los actuales de forma que se puedan realizar ensayos que abarquen un rango mayor de condiciones de vuelo. Una de las variables que menos usualmente han sido cuantificadas en el ámbito de la investigación pública es el efecto del ángulo de ataque sobre los parámetros de la planta propulsora. Cuando el angulo relativo entre la linea de empuje y la velocidad del avión varía aparecen efectos como el PFactor, [11], que producen la perdida de simetría en la tracción y por tanto influirán en la eficiencia y rendimiento, figura 1.4. Aportar las herramientas para que esa caracterización pueda ser realizada será el objetivo principal de este proyecto. Figura 1.4: P-Factor. Imagen de www.allrcflight.com La razón de la realización de este proyecto es por tanto la de construir una bancada con la que recoger datos de ensayos de sistemas propulsores motor-hélice en distintos regímenes de vuelo para aeronaves de pequeño tamaño, dando así respuesta a la problemática planteada. 1.2. Descripción del proyecto Para comenzar, y con el fin de aportar mayor claridad se recopilan a continuación los objetivos del proyecto. Creación de herramientas para la caracterización y el estudio del efecto del ángulo de ataque de la planta propulsora. Diseño y construcción de una bancada con las capacidades que se han indicado. Testado del funcionamiento del equipo y realización de algunos experimentos que lo certifiquen. Se pretende realizar el diseño y producción de un sistema de pruebas para el túnel de viento del laboratorio del Departamento de Ingeniería Aeroespacial y Mecánica de Fluidos que tenga la capacidad de variar el ángulo del eje central de la hélice con respecto al viento incidente. Está es la principal 2 1.2. Descripción del proyecto evolución que se quiere conseguir con respecto a la bancada que se utilizaba en proyectos anteriores, [1],[2],[4]. Para conseguir este movimiento se quiere hacer uso del sistema que posee el propio túnel, figura 2.7, y que varía el ángulo de ataque del equipo que está siendo testado. La idea inicial consiste en utilizar dos barras horizontales cogidas a las galletas laterales del túnel de viento que aportan el movimiento de rotación. Sobre esas barras debe ir montado el sistema que, utilizando la electrónica y células de medida que se tienen de proyectos anteriores, nos aporte los parámetros que caracterizan un sistema motopropulsivo como el presentado en el apartado anterior. Estos parámetros son: Tracción de la hélice. Par de torsión (Torque). Régimen de revoluciones del motor. Potencia de entrada al motor. Voltaje consumido. Intensidad consumida. Velocidad de vuelo (velocidad del túnel de viento). Datos meteorológicos (Presión, Temperatura y Humedad relativa). De entre todos los datos telemétricos la dificultad principal del proyecto está en la medición de las dos primeras variables, fuerza y par. Se debe diseñar un mecanismo que transmita dichas variables, de tipo mecánico, a las células que las miden, de forma que las perdidas por fuerzas disipativas como el rozamiento se minimicen, consiguiendo una medida lo mas real posible. Las demás variables se miden del mismo modo que el desarrollado por Juan Manuel Moral en su proyecto [1]. Se utiliza un sistema electrónico comercial que se explicará en más detalle a lo largo del documento. El desarrollo del documento sigue un orden cronológico. Después de la Introducción, Capítulo 1, se presentan una serie de bancadas que ya existen y que sirven para comprender las diferentes tecnologías que se utilizan en la realización de pruebas de conjuntos motor-hélice al comienzo del Capítulo 2. En el mismo Capítulo 2, Se describirá también el proceso que se ha seguido para llegar al diseño final de la bancada así como la construcción de la misma y se mostrará la electrónica que monta. A continuación. en el Capítulo 3 se tratarán los ensayos, desde los que se realizan previamente al montaje en túnel de viento hasta los experimentos para los que la bancada está diseñada, pasando por la calibración de los equipos y presentándose el entorno de trabajo. En el Capítulo 4 se presentarán los resultados que se han obtenido de las pruebas y se finalizará con la recopilación de conclusiones que se han derivado de la realización de todas las fases del proyecto, Capítulo 5. 3 CAPÍTULO 1. INTRODUCCIÓN 4 Desarrollo de un Equipo para la Caracterización en Túnel de Viento de Plantas Propulsoras de Motor Eléctrico y Hélice con Ángulo de Incidencia Variable. Capítulo 2 Diseño y Construcción de la bancada 2.1. Estudio de Bancadas existentes Son numerosos los ejemplos de proyectos que se han realizado en universidades de todo el mundo en los últimos años como respuesta a la misma problemática, caracterizar los sistemas que propulsan las aeronaves no tripuladas de pequeño y medio tamaño. Como ya se ha indicado y como se insiste en cada uno de los proyectos que a continuación se presentan, no se encuentran muchos datos sobre los elementos propulsivos que montan las pequeñas aeronaves no tripuladas. Aún habiéndose ya explicado la ventaja que con este proyecto se quiere alcanzar es conveniente mostrar los sistemas que han servido de precedente e inspiración al que en este proyecto se expone. También es conveniente notar que hay otros proyectos exclusivamente dedicados a la caracterización de motores y que por tanto no miden la tracción de la hélice (ejemplo en [6]). 2.1.1. University of Illinois La primera de las bancadas que se presentan es la construida por John B. Brandt & Michael S. Selig en la Universidad de Illiois ([5]). Se trata de un sistema en el que el conjunto motor hélice está situado, como es natural, en el centro de la sección de pruebas del túnel de viento. Como se puede observar en la figura 2.2, el prisma que soporta el motor está directamente cogido al torquimetro. Esta forma de situar el sensor de par es la habitual, como se verá en el resto de ejemplos. La medida del empuje se realiza sobre el techo del tunel mediante un sistema de péndulo con forma de T que esta unido a la célula de carga (figura 2.1). Además cabe destacar que la barra vertical que sostiene el sistema va carenada de forma que la resistencia y perturbaciones que en la medida pudiesen producirse se reducen. 5 CAPÍTULO 2. DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE LA BANCADA Figura 2.1: Bancada Brandt & Selig. Vista desde el exterior del tunel. Figura 2.2: Bancada Brandt & Selig. Vista ampliada del planta motora y el torquímetro 2.1.2. California Polytechnic State University El siguiente aparato de medida fue desarrollado por Nathan R. Phelps con la motivación de estudiar las eficiencias de motor y hélice ([10]). Figura 2.3: Bancada de Phelps. Vista desde el interior del tunel. En este caso la medida de la tracción se realiza directamente sobre el propio eje, obteniéndose así un menor error ya que dependerá únicamente de la fricción que tengan los rodamientos, la cual se presume muy pequeña. Por su parte la medida del Torque se realiza mediante otra Célula de Carga colocada de forma vertical y cogida al eje de forma que, sabiendo el radio de la cogida y la fuerza que mide el sensor, tendremos el par de forma inmediata. Esta forma de medir el torque es, a priori, menos exacta que utilizar una célula diseñada para ello. Otro de los aspectos que puede lastrar la correcta toma de datos es la longitud del eje. Si el sistema motopropulsor transmitiese la suficiente fuerza y momento las deformaciones sobre el eje podrían dejar de ser despreciables. 6 2.1. Estudio de Bancadas existentes 2.1.3. Wright State University Con el mismo propósito científico que en los demás casos, construyeron Aron J. Brezina & Scott K. Thomas su bancada ([9]). Como en los dos casos anteriores, el tamaño de las hélices y los motores que se ponen a prueba es menor que el que se quiere tratar en nuestro proyecto. Como dato aclaratorio, las hélices testadas en [9] rondan los 12cm de diámetro mientras que las nuestras rondan los 50cm. Podemos observar en la figura 2.4 como la bancada es mucho más compacta y tiene los Sensores de Par y Fuerza inmediatamente seguidos. Esto es posible ya que el peso del sistema es muy pequeño y por tanto el trabajo a flexión de la Célula de Carga es suficientemente pequeño. Figura 2.4: Bancada de Brezina & Thomas. 2.1.4. Universidad de Sevilla Aunque los equipos anteriormente presentados han sido de ayuda para aproximarnos a la configuración final es innegable que es de la bancada desarrollada por Hugo López ([2]) de la que más influencia recibe la que ahora se construye ya que es su antecesora inmediata. El torquímetro y la célula de carga que se utilizan son las mismas y gran parte de la electrónica también lo es. Figura 2.5: Bancada de Hugo López. En este sistema, similar al utilizado en [5], se toma la medida de par inmediatamente tras el soporte 7 CAPÍTULO 2. DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE LA BANCADA del motor. El sensor de fuerza se sitúa más alejado del motor, uniendo una plataforma móvil, que va sobre unos raíles y que soporta el mástil, con una plataforma fija. 2.2. Diseño preliminar A la hora de describir el proceso de diseño del equipo se debe empezar indudablemente por presentar cuales fueron los primeros pasos que se dieron para llegar a una solución final robusta y que aporte resultado precisos en la toma de datos. 2.2.1. Premisas Se deben explicar para empezar algunas premisas que no se deben olvidar para tomar las primeras decisiones de diseño. Estas son condiciones que la bancada tiene que cumplir y que por tanto son de la mayor importancia posible en el proceso de diseño. En primer lugar hay que tener en cuenta como es el túnel de viento sobre el que se va a montar. Figura 2.6: Modelo 3D. Vista exterior. Figura 2.7: Cámara de ensayos Se trata de un túnel viento de circuito abierto de 23,52 metros de longitud. La sección de ensayos esta situada en el centro, tiene forma de prisma cuadrado de 5mde longitud, 1,4mde ancho y 1,8mde alto. El viento lo mueven 9 ventiladores colocados aguas abajo, en la sección final, siendo la velocidad máxima de diseño 30m/s. Lo más destacado para nuestro diseño es el sistema de variación de ángulo de ataque formado por dos galletas situadas en los laterales y controladas por el usuario para que giren sobre su eje y sitúen el equipo con el ángulo de ataque deseado, se explicará con más detalle el control de este sistema en la sección 3.3. Se unirán estas galletas mediante dos barras, también modeladas, sobre las que irá montado el equipo. Otra premisa que se quiere mantener a la hora de realizar el diseño es la de tomar la medida de fuerza sobre el propio eje de empuje para evitar momentos y deformaciones a flector que puedan falsear la medida. Además, como ya se ha dicho con anterioridad, se pretenden reutilizar la mayor parte posible de los sensores que fueron utilizados en [1]. El desarrollo de un nuevo equipo telemétrico se deja para posteriores proyectos, consiguiendo también con ello un ahorro económico importante. De hecho la cogida del torquímetro con el soporte del motor se mantendrá el utilizado en [2], [1] y [4] al considerarse óptimo. 8 2.2. Diseño preliminar Por último, como es natural en todo proceso de manufactura de un equipo, este debe facilitar en la medida de lo posible su fabricación. Es por ello que la realimentación con los Maestros de Taller, Manuel González Jiménez y José Tejada Aguilar, debe ser un pilar fundamental en el proceso de diseño, aportando la siempre apreciada visión desde la experiencia. 2.2.2. Aproximaciones al diseño En este apartado se expondrá la evolución del diseño, pasando por diferentes bocetos hasta llegar a la solución final. En total se llegaron a modelar cuatro bocetos que fueron evolucionando por necesidades concretas. En ninguno de los cuatro bocetos aparecen las barras de sujeción al túnel. En un primer momento se planteó ponerlas de forma triangular imitando así a una estructura tipo celosía. Con esto conseguiríamos aumentar la componente de trabajo a axil de la barra y así soportar mejor los esfuerzos en la dirección longitudinal, empuje y resistencia. Esto se descartó ya que supondría sobrestimar dichas fuerzas además de dificultar la fabricación. Finalmente se optó por directamente seguir el diseño de las barras utilizado en [3]. Estas son dos barras ancladas en ambos lados que soportarán el esfuerzo en la zona central. Las utilizadas en [3] eran dos barras huecas de sección cuadrada de 20mm de lado y1,5mm de espesor. Por disponibilidad de material en el nuevo diseño tendrán un lado de sección de 25mm, algo mayores que su predecesoras. Una fuerza de 100Nes la máxima que podría llegar a producir una de las hélices lo cual se trata de valores muy por debajo de los que realmente soportarían dos barras de esas características trabajando en la configuración mas desfavorable de esfuerzo flector puro. Para hacernos una idea de forma simple, 100Nde fuerza equivaldrían a apoyar una masa de 10Kg sobre ambas barras. En [3] se realizó un estudio estructural para comprobar que esfuerzos podrían soportar las barras. Con los esfuerzos soportados por aquellas se hubiese ya podido soportar la nueva bancada. Se concluye entonces, y podrá ser comprobado después que esa configuración de las barras es más que suficiente para soportar todos los esfuerzos que podrían tener que soportar. Conociendo ya el soporte que se utilizará podemos pasar a presentar los bocetos previos que se modelaron. Figura 2.8: Modelo 1 Figura 2.9: Modelo 2 9 CAPÍTULO 2. DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE LA BANCADA A lo largo de este apartado se irán adelantando las fotografías de cada una de las piezas ya fabricadas junto con las imágenes del programa de diseño. Placas Trasera y Laterales (Figuras 2.23 a 2.26): Estas Placas, incluidas en la parte fija, tienen un espesor de 15mm y son la base estructural que recogerá a todas las demás piezas. Incluyen los taladros necesarios para realizar las cogidas entre ellas, para fijarse a las barras en su parte inferior y para atornillarles los rodamientos a las placas laterales. Además, las dos placas laterales tienen una hendidura en la parte interior, en el centro, con las medidas de la altitud de los rodamientos. Estas hendiduras se han realizado por recomendación del Maestro de Taller ya que facilitarán mucho la alineación posterior de los rodamientos. Figura 2.23: Fotografía del conjunto de Placas. Figura 2.24: Captura de la Placa trasera. Figura 2.25: Captura de la Placa Lateral Derecha. Figura 2.26: Captura de la Placa Lateral Izquierda. Rodamientos (Figuras 2.27 y 2.28): La función de los rodamientos es precisamente la de permitir el movimiento de la parte móvil exclusivamente en la dirección longitudinal. Se trata de 4 unidades de Rodamientos de bolas, lineales, de alta calidad de la marca SKF. Tienen un diámetro interior de 12mm lo cual condicionará la obtención de los ejes que por su interior se deslizarán. Cada uno de ellos tiene una especificación de carga estática máxima de 510Npor lo que no supondrá ningún problema el soportar el peso de la parte móvil entre los cuatro rodamientos. 16 2.3. Diseño detallado Figura 2.27: Captura de un Rodamiento. Figura 2.28: Fotografía de los rodamientos. Ejes (Figuras 2.29 y 2.30): Los ejes interiores a los rodamientos están fabricados en Acero inoxidable calibrado de alta calidad que asegura el deslizamiento con las bolas del interior de los rodamientos de una forma optima. Además se requiere de la precisión suficiente en el diámetro para que no entren demasiado holgados ni demasiado apretados. Figura 2.29: Captura de un Eje. Figura 2.30: Fotografía de un Eje. Galletas (Figuras 2.31 a 2.36): Tenemos tres galletas en nuestro diseño que se nombran aquí como Galleta de Carga, Galleta de Torque y Galleta de Bancada por la forma de llamar a las piezas que soportan. Como en las placas, el material será Duraluminio 7075. Estas galletas están taladradas según medidas especificas impuestas por las células y por la bancada. Además, las Galletas de Carga y Torque están unidas por los Ejes y por tanto ambas tienen vaciados circulares con 12mm de diámetro en los que dichos ejes entrarán. Figura 2.31: Captura de la Galleta de Carga. Figura 2.32: Captura de la Galleta de Torque. Figura 2.33: Captura de la Galleta de Bancada. 17 CAPÍTULO 2. DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE LA BANCADA Figura 2.34: Fotografía de la Galleta de Carga. Figura 2.35: Fotografía de la Galleta de Torque. Figura 2.36: Fotografía de la Galleta de Bancada. Conjunto Motor-Bancada (Figura 2.37): El conjunto motor-bancada es exactamente el heredado de la bancada de Hugo López y por tanto es el que se utilizó en [1], [2] y [4]. Figura 2.37: Fotografía del conjunto Motor-Bancada. Células de Carga y Par (Figuras 2.38 y 2.39): Las Células de Carga y Par, de la marca Interface son también heredadas de los proyectos anteriores y han sido por tanto ampliamente caracterizadas en dichos proyectos. Estos dispositivos están capacitados para medir el desplazamiento producido en unas galgas que se encuentran en su interior, el cual, se corresponde con una determinada variación de voltaje, dichas variaciones de voltaje se encuentran tabuladas y se transforman en variaciones de fuerza, a partir de una relación fruto de una calibración previa que se afrontará en la sección 3.1. 18 2.4. Fabricación y Montaje Figura 2.38: Célula de Carga. Figura 2.39: Célula de Torque. No obstante, para almacenar estas variables en un ordenador para su posterior procesado, es necesario amplificar la señal. La causa es que estos sensores se someten a unas deformaciones muy pequeñas, lo cual implica variaciones muy pequeñas de voltaje, del orden de milivoltios. Trabajar con tensiones tan bajas no es recomendable ya que los datos son mucho más sensibles a variaciones. Se utilizan acondicionadores de señal para amplificar al orden de los Voltios. 2.4. Fabricación y Montaje Una vez se conoce la idea "sobre el papel"se pasa a la adquisición de materiales para que todas las piezas puedan ser mecanizadas por el Maestro de Taller. Las labores más críticas en el proceso de mecanización han estado siempre relacionadas con la alineación de los ejes interiores a los rodamientos. Se requiere de una gran precisión en este aspecto ya que una mala alineación derivaría en un rozamiento excesivo y por tanto se falsearían las medidas de tracción. Tienen mucha importancia por tanto los vaciados cilíndricos de diámetro 12mm que se realizan en las Galletas de Carga y de Torque y en los que se introducirán los extremos de los ejes. Además de ello, y por la misma razón del rozamiento entre los ejes y los rodamientos de bolas, es muy importante que los taladros que permiten unir la placa trasera con las laterales sean precisos. Si las placas laterales no quedasen perfectamente paralelas y a la distancia definida los rodamientos tampoco lo estarían y por tanto existiría un rozamiento mayor del esperado entre los rodamientos y los ejes, ya que estos últimos si estarían alineados. Esto hace que en todo el proceso posterior de montaje y testado del equipo sea conveniente comprobar cada cierto tiempo si el deslizamiento es correcto. Una vez las piezas están fabricadas se pueden comenzar a realizar los test previos, sección 3.2. Durante este proceso las barras no estaban aún disponibles. Para la realización del pesado y demás actividades se monta y desmonta en alguna ocasión al no se tratarse de un proceso con una dificultad alta. La mayor dificultad aparece en el momento de introducir los ejes en las galletas de forma que los cuatro extremos queden dentro de los vaciados ya que el margen que se tiene es mínimo. En la figura 2.40 se pueden ver todas las piezas colocadas de forma ordenada antes de su montaje . 19 CAPÍTULO 2. DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE LA BANCADA Figura 2.40: Piezas posicionadas para montaje. Una vez se dispuso de las barras de soporte pudo procederse a la realización de las pruebas de calibrado, 3.1. El montaje de las barras no es un proceso trivial, la dificultad reside en el mismo elemento crítico que se viene comentando. La precisión en los taladros de las barras sobre los que va anclada la estructura no es tan grande como los demás taladros debido a que se trata de barras huecas y al taladrar se penetra sobre dos superficies diferentes. Si se realiza un apriete de forma incorrecta se pueden estar forzando las placas laterales a separarse o unirse y perder el paralelismo, de nuevo esto derivaría en una perdida de precisión por rozamiento. Figura 2.41: Montaje sin Torquímetro ni sistema motor. Con las barras ya montadas se prueba que el montaje sobre el túnel sea el correcto. Se quiere comprobar de nuevo la alineación tras este montaje. Si se montase de forma incorrecta podría producirse un movimiento relativo entre las barras forzando así la estructura. En la figura 2.42 aparece una fotografía de dicha prueba. 20 2.4. Fabricación y Montaje Figura 2.42: Prueba de montaje en Túnel de Viento. A partir de aquí solo falta terminar los experimentos previos en estático y las pruebas de calibración para poder subir todo el equipo al túnel y realizar el montaje final sobre el que se harán los ensayos. Cuando se monta la estructura completa se debe siempre comprobar que toda la tornillería está apretada correctamente. Además se debe realizar el nivelado de la misma, figura 2.43. Debido a la pequeña holgura que se tiene en las cogidas con el túnel existe la posibilidad de que una de las barras quede más alta que la otra es por ello que se debe ajustar este aspecto utilizando un nivel como aparece en la figura. Tener un ángulo distinto del esperado obviamente falsearía las mediciones. Figura 2.43: Procedimiento de nivelado de la estructura. Teniendo todos estos aspectos en cuenta se puede dar por finalizado el proceso de montaje. A continuación se mostrará mediante imágenes el aspecto del final montaje (figuras de 2.44 a 2.46). 21 CAPÍTULO 2. DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE LA BANCADA Figura 2.44: Montaje final sin electrónica. Figura 2.45: Montaje final. Figura 2.46: Montaje final. Vista superior. En las figuras 2.45 y 2.46 se puede ver el modo en que los cables se fijan a la estructura. Se aprovecha el espacio entre las barras y se fija el cableado por detrás de la barra delantera para evitar 22 2.4. Fabricación y Montaje más protuberancias ante el flujo incidente disminuyendo así la resistencia y la posibilidad de daños en el cableado. Pero las fijaciones que se muestran hasta ahora no bastan al estar el Variador poco fijado. La tabla de madera que se utiliza para soportarlos está en voladizo y por tanto pueden producirse vibraciones indeseadas. En las figuras 2.47, 2.48 y 2.49 se muestra la forma de corregir dicho efecto mediante la colocación de un taco de madera y la utilización de cinta para asegurarlo todo. Aún siendo esta la forma elegida se debe aclarar que no es la óptima y se propone para un futuro estudiar la posibilidad de carenar la estructura. Figura 2.47: Montaje final. Vista lateral. Figura 2.48: Montaje final. Ángulo elevado 23 CAPÍTULO 2. DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE LA BANCADA Figura 2.49: Montaje final. Posición Vertical. 2.5. Electrónica utilizada Tal y como se ha venido diciendo la electrónica que se utilizará para la monitorización y control de pruebas y para la toma de datos es en su totalidad la desarrollada por Juan Manuel Moral en [1]. La única diferencia que podemos encontrar es claramente el Sistema de Control del Ángulo de Ataque pero este es un sistema independiente y completamente desacoplado de los demás. Este último sistema fue desarrollado por el propio Departamento de Ingeniería Aeroespacial y su uso será explicado en el Capítulo 3. En este apartado se explicará la electrónica a grandes rasgos y se entrará en algunos detalles que es conveniente que el usuario conozca a la hora de poner en marcha el sistema. Se va a comenzar por explicar los elementos que lo componen para después mostrar el esquema eléctrico general de conexionado. Todos los elementos que se utilizan son comerciales por lo que se puede encontrar una gran cantidad de información sobre ellos en Internet así como los propios manuales de uso. La mayoría son equipos electrónicos de la empresa Jeti Model. Variador Mezon 115 Opto:El Variador es un elemento clave en el montaje ya que se encarga de gestionar el control del motor. Además lee el voltaje y la intensidad que este consume y las Revoluciones por minuto que se desarrollan. La gestión del Modo de Control del Motor es la que permitirá que se realicen los ensayos de la forma deseada, que en nuestro caso será fijando las RPM. 24 2.5. Electrónica utilizada Figura 2.50: Variador MEZON 115 OPTO. Sensor de Voltaje e Intensidad MUI 150 EX:Se utiliza este sensor para tener una lectura de la Intensidad, el Voltaje y la Capacidad que desarrollan las Baterias. Se puede comprobar una diferencia entre las medidas realizadas por el MUI y por el MEZON debida a perdidas que se dan lugar entre ambos. Figura 2.51: Sensor MUI 150 EX. Expander E4 EX:El expander es un dispositivo que se utiliza para unificar las señales telemétricas de hasta cuatro sensores. En nuestro caso unifica las señales de MEZON yMUI y las lleva a la entrada de telemetría del receptor. Figura 2.52: Expander E4 EX. Receptor Duplex R10:El receptor tiene dos misiones principales. Por un lado recoge los datos telemétricos de Voltaje, Intensidad y Revoluciones por minuto y los envía inalámbricamente al transmisor y por el otro recibe la señal con ordenes del transmisor que envía o bien al variador para controlar el motor o bien al servo. De los diez canales de control de que tiene se utilizan el canal 1 para el Servo, el canal 3 para el control del motor (Cable negro del Variador), el canal Ext. para la entrada de la telemetría desde el expander y el canal BATT para la pila. 25 CAPÍTULO 3. ENSAYOS Figura 3.1: Montaje para la calibración de la Célula de Fuerza Para excitar el torquímetro se cuelgan las pesas directamente de una esquina de la galleta que lo une con el soporte del motor, figura 3.2. Como la distancia de dicho punto al eje es conocida sabremos el momento que se esta produciendo como el producto de la distancia por el peso que colgamos W·d=M. Figura 3.2: Montaje para la calibración de la Célula de Torque Los resultados obtenidos junto a las cargas reales aplicadas en ambos casos aparecen representados en las figuras 3.3 y 3.4. Es importante indicar en este punto, el criterio de signos de la Célula de Carga. Cuando esta es excitada a tracción las medidas son negativas mientras que si lo es a compresión serán positivas. Esto se debe tener en cuenta en adelante ya que las medidas tomadas sin procesar 32 3.1. Calibración de los sensores seguirán este criterio de signos que se invertirá cuando se presenten los resultados finales para una mayor comprensión de los mismos. 1 1.5 2 2.5 3 3.5 4 4.5 5 5.5 6 −160 −140 −120 −100 −80 −60 −40 −20 0Calibrado Celula de Carga Tracción [N] Fuerza medido Fuerza aplicada Figura 3.3: Fuerza medida y Aplicada 1 1.5 2 2.5 3 3.5 4 4.5 5 −7 −6 −5 −4 −3 −2 −1 0Calibrado Torquímetro Par [Nm] Par medido Par aplicado Figura 3.4: Par medido y Aplicado Se puede observar que los resultados obtenidos para la célula de par son muy precisos, los momentos medidos son prácticamente los mismos que los aplicados. En cambio, en el caso de la célula de carga 33 CAPÍTULO 3. ENSAYOS los resultados difieren más, siendo mayor la diferencia cuanto mayor es la carga y alcanzándose un error de hasta diez Newtons para cargas muy altas. Aunque esas cargas no fuesen a ser alcanzadas en los ensayos se decide realizar ajustes en la recta de calibración para mejorar la toma de medidas. Previamente a esto y para asegurar la correcta toma de datos se rehace el ensayo, obteniéndose valores bastante parecidos, figura 3.5 1 1.5 2 2.5 3 3.5 4 4.5 5 5.5 6 −160 −140 −120 −100 −80 −60 −40 −20 0Calibrado Celula de Carga (2ª prueba) Tracción [N] Fuerza medido Fuerza aplicada Figura 3.5: Fuerza medida y Aplicada Como ya se ha explicado, la señal que emiten ambas células ante una fuerza o momento son del orden de milivoltios lo cual es demasiado pequeño para que puedan ser leídas por la Hercules. Es por eso que se utilizan los acondicionadores de señal, que transforman los Milivotios en Voltios para que sean leídos por la Hercules. Dichos acondicionadores también tiene su propio proceso de calibración que se explica en detalle en el anexo I de [1]. En el programa implementado en la placa Hercules los Voltios vuelven a transformarse en Milivoltios y con estos se calcula la fuerza en Newtons. Ambas transformaciones son lineales y están implementadas en el programa sensores.c, figura 3.6, siendo los coeficientes de las rectas de transformación los que hay que cambiar para realizar el ajuste. Figura 3.6: Captura del programa sensores.c donde aparecen la antigua y la nueva recta de calibración. Sin embrago, al realizar el ensayo, los datos que se conocen son los voltios de entrada y el empuje de salida, así como el empuje que realmente debería salir. Si no se quieren ajustar los acondicionadores de señal, como es el caso, solo podemos conocer la transformación completa de Voltios a Empuje, 34 3.1. Calibración de los sensores que también es lineal, sin pasar por Milivoltios. La nueva recta que nos da dicha transformación se representa en la figura 3.7. 0 0.5 1 1.5 2 2.5 3 3.5 4 −300 −200 −100 0 100 200 300 400 Rectas de calibración. Celula de Carga. Voltaje [V] Empuje [N] Fuerza medido Fuerza aplicada Fuerza medida 2 Fuerza aplicada 2 Recta de calibración Figura 3.7: Nueva y antigua recta del calibración La nueva recta de calibración se ha obtenido como una combinación de los resultados del primer ensayo y del segundo. En cada uno de ellos tenemos los voltios que lee la placa Hercules y las fuerzas que se deberían de haber obtenido. dicha transformación es la que debería tener implementada el programa sensores.c. Para obtenerla nos ayudamos de MATLAB. Primero interpolamos las cargas aplicadas con el fin de tener su valor en un número de puntos igual al de Voltajes. Después utilizamos la función polyfit para obtener los coeficientes del polinomio de primer grado que relaciona Voltios y Newtons. Con esto tenemos los coeficientes que proporcionan ambas rectas, C11, C12, C21, C22. E=C11 ∗V+C12 (Ensayo 1◦)(3.1) E=C21 ∗V+C22 (Ensayo 2◦)(3.2) Por otro lado, como se puede ver en la figura 3.6, el código implementado en la hércules es: 35 CAPÍTULO 3. ENSAYOS mV =−0,8359 ·V+ 2,0711 (3.3) E=mV ·250 1,571635 (3.4) Para no tocar la recta de calibración de los acondicionadores se decide tocar solo el factor que multiplica los Milivoltios para dar el empuje. Llamamos Xa dicho factor. Combinando las transformaciones: E=−0,8359 ·X·V+ 2,0711·(3.5) Tenemos entonces que ambos coeficientes de la nueva recta de calibración, A1yA2estarán relacionados, siendo A1=X·(−0,8359) yA2=X·2,0711. Para escoger el valor de Xde forma que se llegue a una solución de compromiso entre las rectas obtenidas para los dos ensayos se opta por hacer la media del siguiente modo: A1=C11 +C12 2;X=A1 −0,8359;A2 = X·2,0711; (3.6) E=A1∗V+A2(3.7) Para comprobar que, una vez realizados los cambios, los resultados obtenidos son mas fiables se vuelve a repetir el ensayo de calibración obteniéndose unos resultados que lo certifican, figura 3.8. 1 1.5 2 2.5 3 3.5 4 4.5 5 5.5 6 −160 −140 −120 −100 −80 −60 −40 −20 0Comprobación Calibrado Celula de Carga Tracción [N] Fuerza medido Fuerza aplicada Figura 3.8: Ensayo para comprobar la fiabilidad de los resultados 36 3.1. Calibración de los sensores 3.1.2. Sensor de revoluciones Es necesario comprobar que las medidas de revoluciones por minuto con las que gira el motor y que son medidas por el Variador MEZON son correctas para evitar posibles errores en los cálculos. Para ello se utiliza un medidor de revoluciones o tacómetro como el que se puede ver en la figura 3.9. Figura 3.9: Tacómetro Su uso es muy simple, basta con situarlo detrás del motor y indicará las revoluciones con las que gira. Esta medida debe ser contrastada con la que obtenemos por pantalla mediante el modo habitual de obtención de telemetría. Se comprueba así que las medidas son las mismas. 3.1.3. Sensores de tensión e intensidad Esta comprobación también es sencilla, para realizarla se utiliza una pinza amperimétrica como la de la figura 3.10, que calcula las variables por inducción. Se coloca alrededor del cable de alimentación del Variador de forma que da las lecturas por pantalla. La verificación a realizar, como en el caso anterior, es que los datos que aporta el aparato de medida sean los mismos que los que visualizamos en la pantalla a través de el Flight Monitor. De nuevo las comprobaciones son favorables y las medidas obtenidas correctas. Figura 3.10: Medidor de Intensidad y Voltaje 37 CAPÍTULO 3. ENSAYOS 3.2. Ensayos estáticos previos Previamente a montar el equipo en túnel de viento y con el fin de familiarizarse con los equipos de adquisición de datos es muy recomendable realizar un número suficiente de pruebas en la sala de ensayos. Esto permitirá que, una vez tengamos el montaje en el túnel, la realización de los ensayos sea mucho más ágil y elimina contratiempos e interrupciones gracias a la experiencia adquirida. Estos ensayos se realizan desde antes de la calibración de los sensores también para evitar errores. Un ejemplo muy claro de lo que debe ser comprobado en este tipo de ensayos previos es la configuración del Variador. Deben asegurarse, entre otros, que el sentido de giro de la hélice sea el correcto o que el modo de control, en nuestro caso revoluciones constantes, también lo sea. Todas estas, son pruebas cuyos resultados para este proyecto no son relevantes, mas allá de la comprobación de que la adquisición de datos es efectiva y correcta. Para su realización, la forma de fijar el equipo es similar a la que se explico en el apartado de calibración de los sensores de fuerza y par. Previamente a la mecanización de las barras trasversales de sujeción al túnel ya se realizaron pruebas de funcionamiento. Se utilizaron gatos para anclar el equipo a la mesa, siempre asegurando una distancia prudencial de la hélice a cualquier elemento. Este montaje se puede ver en la figura 3.11. Como se puede observar, se cogieron los equipos electrónicos a una tabla de madera situada sobre un soporte inferior de la mesa. Figura 3.11: Configuracion del equipo en las primeras pruebas en la sala de ensayos. Una vez se dispuso de las barras se cambió el montaje a uno más seguro y más parecido al que se tendría en el túnel de viento, de forma que se pudiesen visualizar de una forma mas clara las posibles situaciones finales del cableado y de los dispositivos electrónicos. Este montaje, que utiliza dos mesas como puntos de fijación, se asimila mucho al que se muestras en las figuras del apartado 3.1.1. 3.3. Entorno de trabajo Es conveniente describir con claridad cual es el entorno en que se trabaja de forma que quede claro y visual como son y donde están situados los elementos a los que se está haciendo referencia a lo largo de todo el documento. Ya en la el apartado 2.2.1 se explicó a grandes rasgos como es el túnel de viento del laboratorio 38 3.3. Entorno de trabajo de ingeniería aeroespacial sobre el que se trabaja. En la sección 2.5 se explicaron cuales eran los dispositivos electrónicos que se usan así como sus respectivos softwares de control. Aquí se explicará donde se sitúan las computadoras que lo soportan así como que componentes tiene cada uno de los cuatro sistemas de captación de datos. En la figura 3.12 podemos observar cuales son dichos sistemas. Estos son: Sistema de Control del Ángulo de Ataque. Sistema de Monitorización y Control de Motor. Sistema de Monitorización de Velocidad. Interfaz DPI. Sistema de Captación de Fuerza y Momento. Hércules. Figura 3.12: Esquema del entorno de trabajo. 3.3.1. Control del Ángulo de Ataque Para poder controlar el ángulo de ataque de los diferentes equipos que se testen en el túnel se dispone en las instalaciones, como ya se explicó con anterioridad, de unas galletas circulares situadas en los lados de la sección de pruebas. La rotación de las galletas se produce gracias a la acción de sendos motores que reciben la señal de una unidad controladora la cual recibe a su vez ordenes de uno de los computadores de la mesa de monitorización de ensayos. Se trata de un sistema muy robusto pero que debe ser tratado con extrema delicadeza ya que su uso incorrecto, al estar rígidamente unidas las galletas mediante barras, pueden ocasionar daños importantes. 39 CAPÍTULO 3. ENSAYOS Figura 3.13: Unidad controladora. Figura 3.14: Entorno de variación del ángulo. Los pasos a seguir para encender el sistema son los siguientes: en primer lugar debemos encender la unidad controladora, la cual está situada debajo del monitor. A continuación se enciende el PC y el programa de control de ensayos. Por último se activará el armario situado justo al lado del túnel para que la corriente llegue a los motores. En cualquier caso se debe pedir ayuda al Maestro de Taller antes de utilizar el sistema por primera vez. 40 3.3. Entorno de trabajo Figura 3.15: Interruptor de energizado de motores. En la figura 3.12 se tiene inicializado el programa de control de ensayos. Dentro de esta interfaz tenemos, en la parte inferior, un modulo que es el que exclusivamente es necesario utilizar para controlar el ángulo de ataque, figura 3.16. Rodeados con un cuadrado rojo en la figura tenemos dos botones, uno para cada motor, que activados ambos (configuración mostrada) aseguran la coordinación de las dos galletas. Figura 3.16: Modulos de control del ángulo de ataque. Para generar movimiento debemos además tener los botones de ambos motores en verde (motor encendido). Con los módulos tal y como aparece en la figura 3.16 escribimos en ambos motores la velocidad con la que queremos que se realice el giro y el ángulo que queremos alcanzar (Target). Es muy importante que tanto la velocidad como el ángulo a alcanzar sean iguales en ambos motores. Es entonces cuando podemos pulsar uno solo de los botones Generador ya que al estar activados los botones de coordinación el movimiento de ambas galletas comenzará y acabará al mismo tiempo. 3.3.2. Control y Monitorización de las variables del Motor Los elementos que forman parte de este sistema fueron presentados en su mayoría en el apartado 2.5. Entonces se presentó el esquema electrónico que ahora se utiliza en los ensayos. La monitorización en tiempo real de las variables de motor se realiza a través del software Flight Monitor. Se trata de un software libre que se puede descargar de la pagina web de la marca Jeti (www.jetimodel.com). Esta página también contiene los manuales en formato .pdf de los sensores. Junto con el Flight Monitor se instala el software JBP read, encargado de leer las variables de la 41 CAPÍTULO 3. ENSAYOS que queremos ejecutar. Comando Explicación Ejemplo cd Change Directory: Se utiliza este comando para cambiar el directorio de trabajo. Para volver al directorio raíz basta con escribir cd sin ningún argumento. cd Desktop/RAI/JM dir Directory: Muestra por pantalla el contenido del directorio actual. - ls Muestra el contenido de la carpeta en el argumento. La carpeta debe estar dentro del directorio actual. ls pen vim Abre el archivo que se escriba como argumento. Es necesario introducir el formato. vim main.c make Compilador de programas. make clean deshace todas las compilaciones realizadas. make main ./ Ejecución de programas. ./main mv Move: Se utiliza para cambiar el nombre de los archivos. El primer argumento será el archivo que queremos renombrar y el segundo el nuevo nombre. mv pruebas_herc.txt nuevo_nombre.txt cp Copy: Se utiliza para copiar archivos o carpetas. El primer argumento es el archivo a copiar y el segundo el destino. cp nombre_prueba.txt pen :q! Cierre del programa sin guardar. (cuando hemos abierto en programa con vim). - :wq Cierre del programa guardando los cambios. - mount Montaje de una memoria externa. - umount Desmontaje de memoria externa. umount carpeta Tabla 3.1: Tabla de comandos Es importante además resaltar brevemente el proceso a seguir para modificar los programas. Solo hay dos modificaciones que puedan ser necesarias. la primera es el cambio del nombre del archivo en el que queremos que las variables se guarden. Hay dos lineas en el programa main.c en que aparece dicho nombre y que deben ser modificadas. Por otro lado también puede requerirse el cambio de la recta de calibración que se encuentra en el programa sensores.c. Para realizar dichos cambios debemos abrir el programa correspondiente, main.c osensores.c. En ese momento nos encontraremos en el modo de ordenes. Para pasar al modo de edición pulsamos la letra Ien el teclado y realizamos la modificación. Pulsando escape volvemos al modo de ordenes y escribimos el comando de guardar y cerrar para salir del programa. Una vez el archivo esta modificado y guardado tenemos que compilar el programa main.c, el programa sensores.c no es un programa como tal que vaya a ser ejecutado sino que se trata de una rutina que utiliza main.c para la adquisición de variables. Para asegurarnos que se hace correctamente primero eliminamos todas las compilaciones previas realizadas, para ello ejecutamos make clean. Entonces hacemos make main para que se realice la compilación. Con todo esto la Hércules II estará lista para su funcionamiento durante los ensayos. Como es natural, para ejecutar el programa main.c debemos estar en la carpeta que lo contiene y el archivo .txt se guardará en dicha carpeta. Aunque durante esta explicación se este haciendo continua referencia al programa main.c se debe indicar que para la campaña realizada se ha renombrado dicho programa como main_RAI.c. 48 3.4. Ensayos preliminares Una vez se han realizado los ensayos se quieren pasar los datos obtenidos al ordenador personal para su postprocesado. Para ello se hará uso de una Memoria Flash USB. Esta debe ser montada en una carpeta vacía especialmente reservada para ello, en nuestro caso esta carpeta se llama /pen. Para montarla utilizamos el comando mount de la siguiente manera: mount -t vfat /dev/sda1. En la carpeta pen aparecerán entonces todo los archivos que hay contenidos en el pen drive y será ahí donde se deban copiar los archivos .txt con los resultados. Una vez se haya hecho esto debe desmontar la memoria externa haciendo unmount pen. Como se ha mencionado, es recomendable realizar pruebas estáticas antes de comenzar la campaña de ensayos que permitan familiarizarse con el entorno, especialmente si no se conocen demasiado bien los fundamente de linux y la programación en lenguaje c. Con esto queda descrito el manejo general de cada uno de los cuatro sistemas que se deben de conocer para llevar a cabo una campaña de ensayos como la realizada. En la sección 3.5 se enumerarán los pasos a seguir en al realización de las pruebas. 3.4. Ensayos preliminares Ocurre que durante la realización de los ensayos aparecerán unos efectos que hacen que las medidas tomadas no sean exactamente las actuales que se quieren medir y que afectan a la actuación del sistema propulsivo. Dichos efectos deben ser cuantificados para poder realizar la corrección a la hora de postprocesar. Se trata de efectos que no aparecerían del mismo modo si montásemos el sistema propulsivo motor-hélice en una aeronave y que por tanto no son de interés para el estudio. El primero es el efecto de la componente del peso que excitará la célula de carga cuando el ángulo de ataque sea distinto de cero. También está el de la resistencia ante la corriente de aire incidente. Hay que añadir otro efecto que será recurrente a lo largo de los ensayos y que también se explicará en esta sección. Este es el efecto de la autorrotación que aparece a bajas revoluciones y a altas velocidades de flujo incidente. Se debe además tener en cuenta una perturbación más, se trata del efecto que tienen las fluctuaciones en la corriente eléctrica, este será bastante relevante y por ello será el que primero se explique. 3.4.1. Efecto de las conexiones Eléctricas Como ya se ha explicado, los datos tomados en la hércules se obtienen a través de unos acondicionadores de señal que la amplían para que sea legible. En este contexto el efecto de cualquier variación de la corriente o conexiones a tierra que estén a distinto nivel se amplia también. Estos efectos confluyen en dos, por un lado una tara constante a lo largo del ensayo y por otro una fluctuación con respecto al valor medio. Dicha fluctuación hará que cada lectura puntual pueda variar bastante con respecto a la inmediatamente anterior o posterior y que solo se obtengan valores razonables al hacer la media entre las medidas próximas. Se ha comprobado que este efecto es especialmente trascendente en la medida de la fuerza y que tiene un valor en muchos casos bastante alto. Durante los ensayos y su procesado se ha comprobado que el valor medio de tara de la Célula de Carga efecto ronda los 10N. Aunque no varíe demasiado, en cada ensayo se tendrá una tara diferente y se descontará al procesar los resultados. Dicho efecto se presenta claramente visible en las gráficas que se presentan en el capítulo 4, durante la explicación del proceso de procesado de datos. Como se verá, los datos obtenidos son una nube de puntos en la que se puede visualizar poco mas que la tendencia si no es por el filtrado que se le realiza. En el caso del par estos valores son mucho menores y, aunque su valor medio se contempla, las fluctuaciones son suficientemente pequeñas como para no necesitar filtrarlas. 49 CAPÍTULO 3. ENSAYOS Para paliar estos efectos y conseguir que no se haga necesario un filtrado tan potente se deben realizar en el futuro estudios eléctricos que aporten mas información sobre la causa exacta del problema. Durante la campaña de ensayos realizada se ha intentado con poco éxito llegar a la causa. Aunque si que se ha llegado a alguna conclusión de utilidad para dichos estudios futuros, la fluctuación en la lectura de la fuerza se disminuye hasta en un orden de magnitud cuando se desconecta el acondicionador del par de la fuente de alimentación. Es por esto que los ensayos de calibración se realizaron de este modo. Debido a las limitaciones de tiempo de uso del túnel de viento no se han podido realizar más experimentos a posteriori para poder identificar la fuente de perturbaciones. Se prevee aún así que la causa pueda estar relacionada con una descompensación en las conexiones a tierra de los distintos equipos. 3.4.2. Efecto del peso Es claro que cuando el ángulo de ataque aumenta aparece una componente del peso de la parte móvil que actúa sobre el mismo eje que lo hace el empuje. Figura 3.27: Esquema de la contribución del peso Esto hace que la lectura de la tracción producida por la hélice disminuya por lo que es un efecto a tener en cuenta también en el postprocesado. El rozamiento producido por los rodamientos es muy pequeño por lo que teóricamente la tara debida al peso debería aumentar con el ángulo según Wmovil ·sin(α). El peso de la parte móvil de la estructura es Wmovil = 2,3Kg a los que se añaden unos 200gr correspondientes a la propia hélice y a tornillos y tuercas. En la figura 3.28 se representa dicha función teórica y se adelantan las taras obtenidas de los diferentes ensayos. 50 3.4. Ensayos preliminares Figura 3.28: Variación de la componente del peso con el ángulo de ataque Se observa como la tendencia que siguen las taras es la misma que tendencia que sigue la curva teórica. La diferencia existente entre una y otra es la tara eléctrica que se ha explicado en 3.4.1. Como se adelanto anteriormente esta tara varía muy poco entre un ensayo y otro, quedando esas variaciones reflejadas en las irregularidades de las curvas de los ensayos. En cualquier caso, a la hora de postprocesar los resultados, ambas taras, eléctrica y por el peso, se consideran como una sola, suma de las dos y propia de cada ensayo, que será la que se reste a los valores de tracción obtenidos. 3.4.3. Caracterización de la resistencia Cuando introducimos cualquier objeto en un flujo este experimenta una resistencia en la misma dirección y sentido del flujo. En nuestro montaje la resistencia que experimenta la parte fija es soportada por las cogidas de las barras al túnel de viento sin embargo, la fuerza de resistencia sobre la parte móvil es transmitida a través de la célula de carga. Es por esto que está contenida en la medida tomada y debe ser sustraída. Para caracterizarla será necesario realizar barridos de velocidades a todos los ángulos de ataque que después se ensayarán. De esta forma tendremos el valor que después descontaremos de la medida tomada dependiendo de la velocidad y del ángulo de ataque. La forma de proceder en la adquisición y el procesado posterior de datos es similar a la que se explica en el apartado 3.5 y 4.1. En la figura 3.29 se representan con puntos cada una de las medidas que se toman al realizar los ensayos de caracterización de la resistencia. Las lineas de colores representan el resultado de filtrar dichas medidas. como se puede apreciar se trata de un filtrado bastante efectivo. 51 CAPÍTULO 3. ENSAYOS 0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 −20 −15 −10 −5 0 5 10 15 20 Resistencias Tiempo [s] Empuje [N] 0 deg 5 deg 10 deg 15 deg 20 deg 30 deg 45 deg 60 deg 75 deg 90 deg Figura 3.29: Mediciones realizadas de la resistencia y filtrado Como en el resto de ensayos, se busca obtener la fuerza en función de la velocidad. Para cada régimen de funcionamiento del túnel de viento se halla la magnitud media con lo que tenemos un modelado discreto que después se interpolará obteniéndose las curvas que encontramos en la figura 3.30. Se observa como las curvas para ángulos contenidos entre 0y45 grados similares. La mayor diferencia entre estas curvas a velocidades altas se debe a que el momento en que la hélice, que de inicio esta quieta, comienza a girar por efecto del flujo incidente, varía dependiendo del ángulo. A partir de 60◦la hélice no gira a ninguna velocidad del túnel. Esto se debe a que el angulo del plano de la hélice con respecto a la corriente es menor y el flujo rebordea las palas con una resistencia menor que es insuficiente para provocar el inicio de la rotación. Se observa que para 75◦la resistencia apenas varía con la velocidad y para noventa incluso disminuye por debajo de cero. En esta condición extrema la dirección del flujo está contenida en el plano de la hélice llegando esta a sustentar y creando una tracción sobre la célula. 52 3.4. Ensayos preliminares −5 0 5 10 15 20 25 −4 −2 0 2 4 6 8 10 Resistencias Velocidad [m/s] Resistencia [N] 0 deg 5 deg 10 deg 15 deg 20 deg 30 deg 45 deg 60 deg 75 deg 90 deg Figura 3.30: Resistencia a cada ángulo. Figura 3.31: Resistencia en función de αy de la Velocidad. 53 CAPÍTULO 3. ENSAYOS En la figura 3.31 se representa una en la resistencia en función de los dos parámetros, velocidad y ángulo. Se comprueba claramente el por otro lado lógico efecto de que la fuerza producida por la corriente incidente en eje de la célula de carga aumenta conforme el ángulo es más pequeño y la velocidad mayor. Hasta este momento no se ha tratado el posible efecto que la corriente incidente pudiese tener sobre el torquímetro. Se espera una perturbación muy pequeña ya que tenemos un sistema simétrico. En la figura 3.32 se observa como efectivamente los valores que alcanza el par son muy bajos. Solo se alcanzan valores absolutos de par por encima de la décima de Nm en una zona alrededor de los 15m/s que se corresponde con el momento en que la rotación de la hélice inducida por la corriente está a punto de comenzar y es debido a la resistencia que el motor opone a la rotación. Cuando la hélice comienza a rotar el par vuelve a caer a valores muy pequeños al ayudar la propia inercia a vencer la resistencia al giro. La resistencia que el motor opone al giro de la que hablamos puede ser comprobada manualmente. Este efecto del comienzo de la rotación es por tanto lo único que provoca que exista algún par en los ensayos de resistencia. Además este efecto no aparecerá durante los ensayos ya que es el propio motor el que provoca el movimiento. Es por todo ello que no se tendrá en cuenta en el procesado de los resultados. −5 0 5 10 15 20 25 −0.2 −0.15 −0.1 −0.05 0 0.05 Momentos provocados por la resistencia Velocidad [m/s] Momento [Nm] 0 deg 5 deg 10 deg 15 deg 20 deg 30 deg 45 deg 60 deg 75 deg 90 deg Figura 3.32: Momento de resistencia en cada α. Se propone que para futuros estudios se realicen los ensayos de resistencia sin ninguna hélice 54 3.4. Ensayos preliminares montada. Esto eliminará perturbaciones que solo aparecen cuando la hélice recibe energía del fluido y no al revés. Es este un problema muy importante que, como se explicará a en el Capítulo 4, ha dado problemas en la obtención de resultados válidos. Se trata de efectos que han salido a la luz una vez procesados los datos, no habiendo margen para repetir pruebas debido a la falta de disponibilidad del túnel. 3.4.4. Autorrotación La autorrotación es un fenómeno que ocurre en propulsión con hélice cuando la velocidad del flujo incidente es muy alta y la velocidad de giro de las palas baja. Consiste en que la energía que la corriente transmite a las palas al encontrarse con ella se equipara con la que la propia hélice aporta al flujo y en la que se basa la tracción que provoca la hélice. En los datos que se presentarán en el capítulo 4 se verá claramente como en los ensayos a 2000RP M, tanto el par como el empuje, alcanzan un valor en que no siguen disminuyendo con la velocidad sino que se mantienen constantes y cercanos a cero. Al estar en autorrotación la hélice es movida por el propio flujo incidente con lo cual la potencia que consume el motor disminuye hasta llegar a anularse. La autorrotación no es un fenómeno repentino, si nos fijamos en las curvas de potencia de uno de los ensayos a revoluciones bajas se puede apreciar claramente como esta va disminuyendo con el aumento de la velocidad. En la figura 3.33 se adelantan la potencia aportada por las baterías a lo largo de algunas de las pruebas a 2000 revoluciones. 0 5 10 15 20 25 0 5 10 15 20 25 V[m/s] PWM 0 deg 10 deg 20 deg Figura 3.33: Potencia aportada por las baterias. 2000 RPM. Se observa a primera vista que entorno a los quince metros por segundo las baterías han dejado de proporcionar potencia al motor. Hasta esta velocidad la potencia que se aportaba tenia el fin de mantener las revoluciones de la hélice pero a partir de estas velocidades se pierde el control de las revoluciones, aumentando estas ya que se encuentran a merced de la corriente, tal y como se puede comprobar en la figura 3.34. Cuando comienza la autorrotación, a pesar de que la potencia es nula, se pierde el control de las revoluciones. 55 CAPÍTULO 3. ENSAYOS En posteriores campañas de ensayos que se realicen se debería hacer un estudio mas profundo de la autorrotación para obtener una relación que nos permita obtener una envolvente de velocidades y regímenes de giro que nos permita asegurar en que puntos comienza este efecto. 0 5 10 15 20 25 2000 2200 2400 2600 2800 3000 3200 V[m/s] RPM 20 deg 10 deg 0 deg Figura 3.34: Revoluciones por minuto. Ensayos a 2000 RPM. 3.5. Pruebas de adquisición de datos Como ya se ha indicado, el objetivo inicial a conseguir a la hora de realizar pruebas en túnel de viento para este proyecto es el de demostrar que el sistema diseñado trabaja de una manera adecuada y que se pueden obtener datos correctos al variar los tres parámetros de entrada: Velocidad de la corriente, Revoluciones por minuto y Ángulo de ataque. No se pretende caracterizar todas y cada una de las hélices ni obtener un mapeado de la performance de las mismas en las diferentes actitudes posibles. Es por eso que se escogerá una única hélice de entre las que se disponen. Para decidir cual hélice se testeará se estudian los resultados y las conclusiones expuestas en [1]. Finalmente se elige la hélice 22x12Wpor ser la que desarrolla el mayor empuje y tener uno de los rendimientos más altos. Por otro lado, cada ensayo de realizará a un régimen de revoluciones y a un ángulo de ataque constantes. Será la Velocidad la variable sobre la que se realizará un barrido desde Velocidad nula (túnel apagado) hasta una potencia de los ventiladores del 80 % de la máxima posible. De este modo se define una nomenclatura para los ensayos a partir de la que se utilizó en [1]. En la tabla 3.2 aparece un ejemplo referido a un ensayo de la hélice 22x12W utilizando el modo de control del Variador de rpm constantes con un valor de 3000, utilizando un único pack de baterías y a un ángulo de ataque de 15◦. 56 3.5. Pruebas de adquisición de datos Descripción [hélice]_[modo]_[valor]_[Número de Packs Utilizados]_[Ángulo] Ejemplo 22x12W_RPM_3000_1_15 Tabla 3.2: Nomenclatura de los Ensayos Para alcanzar los objetivos planteados se decide realizar una campaña compuesta por un tal de 25 ensayos, además de los ensayos preliminares de caracterización de la resistencia y el peso necesarios. Serán realizados los ensayos que se indican a continuación y en el orden que se listan. 1. Ensayos a 2000RPM: a)0grados. b)5grados. c)10 grados. d)15 grados. e)20 grados. 2. Ensayos a 3000RPM: a)0grados. b)5grados. c)10 grados. d)15 grados. e)20 grados. 3. Ensayos a 4000RPM: a)0grados. b)5grados. c)10 grados. d)15 grados. e)20 grados. 4. Ensayos a 5000RPM: a)0grados. b)5grados. c)10 grados. d)15 grados. e)20 grados. 5. Ensayos a grandes ángulos de ataque. 2500RPM: a)30 grados. b)45 grados. c)60 grados. d)75 grados. 57 CAPÍTULO 4. RESULTADOS Archivos .mat:Contienen los datos de la DPI. •Tiempo •Velocidad Además de todos estos datos tenemos la densidad, que en la lectura de la DPI no se toma correctamente y se incorpora a mano en los programas de cálculo. Durante los ensayos se fueron tomando las densidad de la Interfaz DPI y apuntándolas. La variación es muy pequeña por lo que se toma como dato constante la media entre todas ellas. El valor que se utilizará será ρ= 1,16kg/m3. La razón de que este valor de la densidad se encuentre por debajo del valor de 1,23 que según la atmósfera ISA hay en altitud cero es que la temperatura en Sevilla en el mes de Junio esta por encima de los 15◦que en la ISA se utilizan. La densidad es un dato que se utiliza en las últimas fases del procesado para obtener variables adimensionales. Se debe remarcar que el postprocesado concluirá cuando tengamos de cada experimento los valores medios de todas las magnitudes en cada una de las posiciones de potencia del túnel de viento, desde que tenemos el túnel apagado hasta la posición 8. Para que quede más claro y para facilitar la posterior descripción de los resultados se recogen en la tabla 4.1 cuales son los intervalos en que se divide cada experimento. Como se puede observar los datos que se corresponden con la disminución de potencia de túnel y motor no se consideran en ningún caso al no tener valor alguno. Intervalo Situación I Motor OFF & Túnel OFF II Motor ON & Túnel OFF III Túnel ON (Posición 0/Ralentí) IV Posición 1 V Posición 2 VI Posición 3 VII Posición 4 VIII Posición 5 IX Posición 6 X Posición 7 XI Posición 8 Tabla 4.1: Intervalos en los experimentos También se quiere aclarar que en las últimas fases del procesado que se corresponden con el cálculo de variables tales como rendimientos a partir de las iniciales se estudiarán solo los intervalos entre el II y el XI. El intervalo Ies necesario en las primeras fases ya que los valores en el obtenidos se utilizan para tarar el Empuje y el Par. Teniendo con esto claro el objetivo a alcanzar podemos pasar a explicar la forma de resolución de las distintas problemáticas que se plantean. 4.1.1. Filtrado del empuje Un problema inicial que se presenta es la enorme fluctuación en la toma de datos del sensor de fuerza, llegando a variar las medidas mas de 5Nentre una toma y la siguiente. Para solventar este problema se crea la función main_herc.m, la cual filtrará la nube de puntos inicial. Para filtrar la nube de puntos se sustituye cada valor del empuje por la media entre el mismo y los veinte valores 64 4.1. Procesado de los datos más cercanos, diez anteriores y diez posteriores. Aunque se reduce la longitud útil de los escalones, de esta forma se obtienen resultados bastante buenos que se pueden visualizar entre las figuras 4.2 y 4.6. Con este filtrado si se observa una linea en la que se aprecian los escalones correspondientes a cada intervalo lo cual era casi imposible sobre la nube de puntos. A modo de ejemplo se muestra en la figura 4.1 el empuje a lo largo del tiempo del ensayo en el caso en que se gira a 2000RP M y se tiene un ángulo de 20◦. En las siguientes figuras 4.2 hasta 4.6 se muestra el filtrado en cada uno de los ensayos. Hay que recordar que los datos que se presentan en todas estas figuras son datos medidos que después tendrán que ser tarados y descontado el efecto del peso y de la resistencia. 0 50 100 150 200 250 −30 −20 −10 0 10 20 0 50 100 150 200 250 −20 −15 −10 −5 0 5 10 Figura 4.1: Medidas tomadas y resusltado tras filtrado. 2000RPM y20◦. 65 CAPÍTULO 4. RESULTADOS 0 50 100 150 200 250 300 350 −35 −30 −25 −20 −15 −10 −5 0 5 10 15 2000 rpm. Tiempo [s] Empuje [N] 0 deg 5 deg 10 deg 15 deg 20 deg Figura 4.2: Medidas tomadas del empuje y filtrado. 2000 RPM. 0 50 100 150 200 250 300 350 400 450 −50 −40 −30 −20 −10 0 10 3000 rpm. Tiempo [s] Empuje [N] 0 deg 5 deg 10 deg 15 deg 20 deg Figura 4.3: Medidas tomadas del empuje y filtrado. 3000 RPM. 66 4.1. Procesado de los datos 0 50 100 150 200 250 −80 −70 −60 −50 −40 −30 −20 −10 0 10 4000 rpm. Tiempo [s] Empuje [N] 0 deg 5 deg 10 deg 15 deg 20 deg Figura 4.4: Medidas tomadas del empuje y filtrado. 4000 RPM. 0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 −120 −100 −80 −60 −40 −20 0 20 5000 rpm. Tiempo [s] Empuje [N] 0 deg 5 deg 10 deg 15 deg 20 deg Figura 4.5: Medidas tomadas del empuje y filtrado. 5000 RPM. 67 CAPÍTULO 4. RESULTADOS 0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 −25 −20 −15 −10 −5 0 5 10 15 20 2500 rpm. Tiempo [s] Empuje [N] 30 deg 45 deg 60 deg 75 deg 90 deg Figura 4.6: Medidas tomadas del empuje y filtrado a altos ángulos. 2500 RPM. La fluctuación que se ha mostrado y el filtrado que se realiza no ocurre con las medidas de momentos. Para comprobar que efectivamente las medidas del torquímetro tienen una fluctuación aceptable se muestran los puntos obtenidos a modo de ejemplo en el mismo ensayo que se mostraron los del empuje, figura 4.7. El hecho de que algunas lecturas del par se disparen en el momento en que el motor comienza a girar no afecta a los resultados ya que no se encuentra en la zona media de ningún intervalo, donde tomaremos valores, sino en la transición del intervalo Ial II. 0 50 100 150 200 250 −1 −0.5 0 0.5 1 1.5 2 Figura 4.7: Medidas de momentos tomadas. 2000RPM y20◦. 4.1.2. Coordinación en el tiempo y Obtención de valores medios. El principal problema que se afronta una vez se ha resuelto el filtrado es el desfase de tiempo entre unos y otros datos. Por mucho que se intenten coordinar las tomas de datos de los tres equipos los lapsos internos de tiempo no son controlables y la frecuencia con que se toman medidas en cada uno de 68 4.1. Procesado de los datos los sensores son además distintas. Se debe encontrar una forma de asegurarnos tener medidas de todos los sensores que se correspondan a los mismos lapsos de tiempo. Como se ha explicado anteriormente la forma más sencilla de hacerlo es mediante la división de todos y cada uno de los vectores de las distintas variables según los saltos de velocidad que se corresponden a cada intervalo. Previamente a eso se deben coordinar los vectores. Para ir realizando estas labores se darán tres pasos con ayuda de varios códigos de Matlab diferentes. Se decide hacerlo de esta forma porque el ir obteniendo resultados intermedios aporta seguridad a que el proceso esta siendo realizado de forma adecuada. Programa procesado_JETI.m:Ocurre que la toma de datos entre el variador y el sensor de Voltaje e Intensidad tampoco está coordinado en el tiempo. Este programa toma el archivo .csv que contiene los datos de MEZON yMUI y los coordina. Bastará con cambiar el nombre del ensayo al comienzo del código y ejecutarlo. Figura 4.8: Primeras lineas del código procesado_jeti.m. La salida que se obtendrá de este programa será un archivo de datos .mat que contendrá todas las variables de MEZON yMUI coordinadas frente a un vector de tiempos común. Programa procesado_herc_dpi.m:Este programa realiza varias acciones. Las entradas son los datos del Flight Monitor y de la Hércules. En primer lugar se recorta el principio de todos esos datos, aproximadamente los 2,5segundos iniciales. La razón de hacer esto es que en esos primeros instantes el sensor de fuerzas aporta datos irreales cuyos valores absolutos son enormes. Este programa utiliza la función main_herc.m que se presentó en el apartado 4.1.1 para filtrar la nube de puntos del empuje. Después el programa representa las variables empuje y velocidad para que se escojan los intervalos desde el Ihasta el XI. Se deben escoger los límites de cada uno de los intervalos, en total 22 puntos. Para ir escogiendo nuevos puntos se debe matener pulsada la tecla alt. Recordemos que la toma de datos se realiza aumentando la velocidad de forma escalonada. Eso se aprecia claramente en la representación de las variables lo cual permite escoger intervalos ya que tanto velocidad como tiempo están mas o menos coordinados. En la figura 4.9 se ejemplifica la toma de limites. Se debe notar que se representan ambas graficas de forma que al elegir manualmente los límites se asegure que ambas curvas están en el mismo escalón. Este procedimiento se hace más difícil en los experimentos más extremos ya que la variación del empuje se hace menos visible pero la de la velocidad será siempre fácil de identificar. Una vez se hayan escogido todos los puntos se deben clicar el boton derecho y seleccionar Export Cursor Data to Workspace. Se deja el nombre de la variable que aparece por defecto y se escribe en la Command Window la orden return. 69 CAPÍTULO 4. RESULTADOS Figura 4.9: Captura de la selección de intervalos. A continuación el programa tarará las medias de empuje y momento utilizando los valores del intervalo Icorrespondiente con la situación en que motor y túnel están apagados. El programa tiene como salida un nuevo archivo .mat que contiene una matriz 3x11 cuyas filas son cada uno de los datos medios de Empuje, Momento y Velocidad en todos los intervalos. Además también se guardan los datos de Empuje filtrado, Momento, Velocidad y tiempo ya que serán necesarios en la posterior coordinación con las variables restantes. Programa PROCESADO.m:En este programa se realiza el postprocesado final de los datos para alcanzar el objetivo expuesto con anterioridad. Las entradas son los datos de los dos programas anteriores con lo cual tenemos por un lado los datos de Hércules yDPI y por el otro los del Flight Monitor. La primera de las actuaciones de este programa es la coordinación de ambos conjuntos de variables. Después se lleva a cabo la eliminación de las regiones inicial y final cuyos datos no son de utilidad y además provocan que las variables que se obtienen de las primeras disparen sus valores en esa zona dificultando la visualización de las tendencias en las zonas de interés. Por ultimo se obtendrán la medias de todas y cada una de las variables en cada uno de los intervalos. La forma de realizar estas tres labores es muy similar a aquella con la la que se escogieron cada uno de los límites de los intervalos en el programa procesado_herc_dpi.m. Para realizar la labor de coordinación lo más fácil es encontrar dos puntos, uno de cada conjunto, que sepamos que han tenido lugar en el mismo instante. Los puntos que más fácilmente pueden ser identificados son aquellos que que se da potencia al motor por primera vez o aquellos en los que se bajan a cero las RPM en eso instantes la curva de empuje se dispara y la de PWM también. El programa representará ambas variables para que se escojan los puntos. En la figura 4.10 se muestra a modo de ejemplo los puntos seleccionados en uno de los ensayos. 70 4.1. Procesado de los datos Figura 4.10: Captura de la selección de puntos coincidentes. Una vez relanzado el programa nos dará una nueva gráfica para escoger los valores inicial y final. Se representan se nuevo las mismas dos variables, ya coordinadas, ya que son de nuevo las dos en que mejor se pueden ver dichos puntos. Figura 4.11: Captura de la selección de puntos inicial y final. Para terminar se escogerán de nuevo los intervalos en los cuales se harán las medias del mismo modo que se hizo en procesado_herc_dpi.m. Ya solo se están teniendo en cuenta los intervalos 71 CAPÍTULO 4. RESULTADOS entre II y XI con lo que cada variable tendrá diez componentes a la salida. Además de estos vectores de valores medios se guardaran también los vectores iniciales de datos. Los valores medios de todas y cada una de las variables en todos y cada uno de los ensayos se guardarán también en un archivo de excel facilitando así su visualización. Se hace evidente a ojos del lector que no se trata de un proceso demasiado optimizado ya que hay tareas repetidas como la selección de los límites de los intervalos que bien podrían haber sido automatizadas. La razón es que los programas de postprocesado han ido realizándose conforme se iban visualizando los resultados intermedios. Para poder automatizar esas acciones se tendrían que haber conocido necesidades de programas posteriores al realizar los anteriores lo cual no es posible en la fase inicial. La escasez de tiempo final ha impedido que los programas puedan ser modificados. Sin duda, en próximos estudios se deben automatizar estas labores, lo cual supondrá un ahorro de tiempo considerable. Además, y como se explicará en el Capítulo 5, sería optimo el desarrollo de una herramienta que tomase los datos de una forma coordinada. 4.1.3. Gestión de los archivos Debido al gran numero de archivos de diferentes tipos que pueden concentrarse en el procesado de datos de experimentos en general y a la necesidad de establecer rutas internas en los códigos para que encuentren los archivos requeridos es vital tener bien definido el modo en que gestionarlos. A continuación se presentará de forma simple esta organización. La carpeta raíz que contiene todos los archivos se denomina Postprocesado. En la imagen 4.12 se puede observar el contenido de dicha carpeta. Es obvio que no todos los programas que se han utilizado están reflejados aquí. Entre otros se ha hecho uso de un número importante de códigos que permitiesen obtener las gráficas que se muestran a lo largo del documento. Figura 4.12: Contenido de la carpeta Postprocesado. Como se observa la carpeta raíz contiene los programas principales de procesado antes explicados y el excel con los resultados. Además contiene dos subcarpetas. La subcarpeta archivos mat contiene los archivos ya procesados, tanto los intermedios como los finales. Por su parte la carpeta sensores 72 4.2. Resultados obtenidos contiene los archivos iniciales, tal y como se generaron del Flight Monitor, La interfaz DPI y la placa Hércules. 4.2. Resultados obtenidos Una vez que se conoce el modo en que se han obtenido los resultados se puede pasar finalmente a mostrarlos. Para comenzar es importante explicar que los resultados finales no se obtuvieron en la primera iteración y que una vez se hubieron revisado hubo que cambiar alguna hipótesis de la primeras de forma que se pudiesen obtener resultados mejores. La problemática que se ha presentado ha sido debida a la repercusión de la resistencia medida en los ensayos. En un primer lugar, como es de esperar, se tiene en cuenta dicha resistencia en el procesado de datos. Lo que ocurre finalmente es que, a la luz de los resultados obtenidos se decide, por razones que se expondrán, eliminar la influencia de la resistencia. Como ya se expuso en 3.4.3, que tengamos en cuenta o no la resistencia no afectará en absoluto sobre el Par. De hecho solo afecta a la propia tracción de la hélice y a las variables que utilizándola se obtienen, quedan entonces libres de cambio alguno también las variables eléctricas. Todo este proceso será reflejado en este apartado a la par que se irán explicando las características generales observadas más importantes, las variables que no están afectadas se reservaran para ser presentadas junto con los resultados finales. También se quiere recordar, llegados a este punto, que no fue un objetivo inicial de este proyecto la realización de una amplia campaña de experimentos cuyas conclusiones permitieran caracterizar hélices. Finalmente se optó por ampliar el número de ensayos para así poder mostrar mejor el funcionamiento del equipo y además dar pie a investigaciones futuras en este ámbito. Es conveniente además recordar las definiciones de los parámetros adimensionales que se se mostrarán en los resultados. Estos son el Coeficiente de Tracción, Ct, el Coeficiente de Torque, Cq, el Coeficiente de Potencia, Cp, el Rendimiento Mecánico, ηmec, y el Rendimiento Propulsivo, ηP. Ct=T ρ∞n2D4Cq=Q ρ∞n2D5Cp=Pmec ρ∞n2D4(4.1) ηmec =Pmec Pelec ηP=Ct Cp ·J(4.2) Donde Tes la Tracción, Qes el Torque, Pmec es la Potencia Mecánica que se obtiene del producto entre el Torque y la revoluciones por segundo,n, y donde Pelec es la Potencia Eléctrica que se obtendrá del producto de Tensión e Intensidad. Además Jes el factor de avance, proporcional a la Velocidad, la cual se adimensionaliza con las revoluciones, n, y con el diámetro, D. 4.2.1. Resultados con resistencia Como se ha comentado se mostrarán en primer lugar los resultados que se han obtenido para el caso en que se tiene en cuenta el modelo de resistencia que se expuso en el apartado 3.4.3. En las figuras 4.14 y 4.15 se muestran los resultados de empuje o tracción que se han obtenido a partir de las medidas de las célula de carga. En la primera se han dividido por regímenes de revoluciones para así poder ver las variaciones de cada una de una forma más clara mientras que en la segunda se presentan todas las curvas sobre una misma gráfica lo cual nos permite poder comprobar el cambio con las revoluciones. Se observa claramente como la variación con el ángulo de ataque es muy pequeña mientras sus valores se mantiene entre los 0◦y los 20◦, sin embargo cuando aumentamos el ángulo 73 CAPÍTULO 4. RESULTADOS 4.2.1.4. Comparación con Resultados de Referencia 0 0.2 0.4 0.6 0.8 −0.05 0 0.05 0.1 0.15 J C t Coeficiente de Empuje. 0 0.2 0.4 0.6 0.8 −1 0 1 2 3 4 5 6 7x 10−3 J C q Coeficiente de Par. Nuevo Anterior ([1]) 0 0.2 0.4 0.6 0.8 −0.01 0 0.01 0.02 0.03 0.04 J C p Coeficiente de Potencia. 0 0.2 0.4 0.6 0.8 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 J η mec Rendimiento Mecánico. 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 J η P Rendimiento Propulsivo. 2000 RPM Figura 4.18: Comparación a 2000 RPM. 80 4.2. Resultados obtenidos 0 0.2 0.4 0.6 0.8 −0.04 −0.02 0 0.02 0.04 0.06 0.08 0.1 0.12 J C t Coeficiente de Empuje 0 0.2 0.4 0.6 0.8 −1 0 1 2 3 4 5 6 7x 10−3 J C q Coeficiente de Par. Nuevo Anterior ([1]) 0 0.2 0.4 0.6 0.8 −0.01 0 0.01 0.02 0.03 0.04 0.05 J C p Coeficiente de Potencia. 0 0.2 0.4 0.6 0.8 −0.4 −0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 J η mec Rendimiento Mecánico. 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 J η P Rendimiento Propulsivo. 3000 RPM Figura 4.19: Comparación a 3000 RPM. 81 CAPÍTULO 4. RESULTADOS −0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.02 0.04 0.06 0.08 0.1 0.12 J C t Coeficiente de Empuje −0.2 0 0.2 0.4 0.6 3.5 4 4.5 5 5.5 6 6.5 7x 10−3 J C q Coeficiente de Par. Nuevo Anterior ([1]) −0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.02 0.025 0.03 0.035 0.04 0.045 J C p Coeficiente de Potencia. −0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.825 0.83 0.835 0.84 0.845 0.85 J η mec Rendimiento Mecánico. 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 J η P Rendimiento Propulsivo. 4000 RPM Figura 4.20: Comparación a 4000 RPM. 82 4.2. Resultados obtenidos −0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.04 0.05 0.06 0.07 0.08 0.09 0.1 0.11 0.12 J C t Coeficiente de Empuje −0.2 0 0.2 0.4 0.6 5.4 5.6 5.8 6 6.2 6.4 6.6 6.8 x 10−3 J C q Coeficiente de Par. Nuevo Anterior ([1]) −0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.032 0.034 0.036 0.038 0.04 0.042 0.044 J C p Coeficiente de Potencia. −0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.835 0.84 0.845 0.85 0.855 0.86 0.865 0.87 J η mec Rendimiento Mecánico. 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 −0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 J η P Rendimiento Propulsivo. 5000 RPM Figura 4.21: Comparación a 5000 RPM. 83 CAPÍTULO 4. RESULTADOS 4.2.2. Resultados Finales De la misma forma que se hizo en el caso de tener en cuenta la resistencia se presentan ahora los resultados finales. Se irán explicando aquí todos los resultados que se plasman después de forma gráfica. Comenzamos con los datos finales de Tracción y Torque. Como se hiciera con la tracción en el apartado anterior, se presentan en ambos casos primero divididos en cada uno los valores de las RPM, figuras 4.22 y 4.24, para así poder observar la variación con el ángulo de ataque y después todos los casos en el mismo gráfico para vislumbrar la variación entre regímenes de revoluciones. Ademas, en las figuras 4.26 y 4.27 se muestra la variación con el ángulo de ataque desde 0◦hasta 90◦. Al no haber realizado pruebas para todos los ángulos a un mismo régimen de revoluciones se opta por mover las curvas de 3000RPM en el eje de ordenadas hasta el corte con el eje de ordenadas que se tiene con 2500RPM. De esta manera podemos comprobar claramente, de una forma cualitativa, cuales son las tendencias al aumentar el ángulo. En lo que a la tracción respecta se observan tendencias muy similares a las que se obtuvieron con resistencia. Si se puede comprobar ya que como cabía esperar la pendiente aumenta con respecto a aquellos resultados siendo la caída mayor cuando aumentamos la velocidad en todos los casos. La variación con las revoluciones se mantiene intacta al no depender la resistencia de ellas. Se sigue observando el cambio de pendiente que ocurre en la curva de 2000RPM aproximadamente a 15m/s correspondiente con la entrada en autorrotación de la hélice. Han desaparecido ahora las fluctuaciones a velocidades altas que eran introducidas por la resistencia, visibles sobre todo en la curva de 3000RPM. El resultado más importante de entre todos los obtenidos en este proyecto es la tendencia que se tiene conforme vamos aumentando el ángulo de ataque hasta valores muy grandes. Como vemos en la figura 4.26, ocurre que al aumentar el ángulo de ataque la caída de la tracción con la velocidad se hace menor, llegando incluso a aumentar conforme aumenta la velocidad en los casos extremos de 75◦ y90◦. La posible explicación a este fenómeno se encuentra en que cuando estamos en ángulos muy altos la velocidad provoca ángulos de ataque mejores sobre las palas. De cualquier modo para alcanzar conclusiones de esta índole se deben realizar estudios más profundos. En cuanto al momento provocado sobre la estructura por el sistema propulsivo en su movimiento de giro, podemos observar facilmente en la figura 4.24 como todas las curvas a ángulos de ataque bajos presentan un máximo, que se produce para valores mayores de la velocidad conforme mayor es el régimen de revoluciones. Aún así la diferencia entre el punto máximo y el mínimo es de apenas 1Nm en el caso mas desfavorable. La variación del Par con el ángulo de ataque, mostrada en la figura 4.27, es similar a lo que ocurría con la Tracción. A grandes ángulos el momento aumenta con la velocidad del flujo incidente, aunque de modo menos notable que en la Tracción. Los coeficientes adimensionales Ct,CqyCpse presentan para cada valor de las RPM bajo estudio frente al parámetro de avance, J, en las figuras 4.28, 4.29 y 4.30 respectivamente. Como era de esperar, los Coeficientes de Tracción y de Par varían de forma muy similar con respecto a J a lo que lo hacían los propios Tracción y Par respecto a la velocidad. Al adimensionalizar con respecto a las velocidad de giro estamos permitiendo hacer una comparación entre las curvas con los mismos ángulos de ataque pero distintas velocidades de giro, e incluso distintas hélices si el estudio lo contemplara. Se comprueba de esta forma que los rangos en que se mueven todos los coeficientes en las distintas gráficas son muy similares. La potencia mecánica se calcula como el producto entre el Par producido y el régimen de revoluciones de la hélice con lo que, al ser el régimen de giro constante a lo largo de los ensayos tenemos que la Potencia Mecánica será proporcional al Torque producido y que por tanto la tendencia será prácticamente la misma, tanto la de los valores absolutos como los de sus coeficientes adimensionales. Encontramos por ello que la forma de las curvas de Coeficiente de Par y Coeficiente de Potencias son 84 4.2. Resultados obtenidos casi idénticas. Llegamos con esto al análisis del resultado de los rendimientos. En primer lugar, en la figura 4.31 se muestran los rendimientos de todos y cada uno de los ensayos en función de nuevo del factor J. Como se esperaba la tendencia ha cambiado, encontrándose ahora un máximo en las curvas de menores RPM. De todos modos a partir de J= 0,65 los valores se siguen disparando pero esta zona no tiene sentido alguno al estar la hélice en autorrotación y por eso no se representa. Aún así los rendimientos máximos que se alcanzan son de casi 0,8lo cual es bastante alto. Los rendimientos propulsivos a ángulos grandes se disparan porque al tener ese ángulo se pierde el sentido de rendimiento que tiene en cuenta en su cálculo una velocidad que no va en la dirección del propio empuje. Se decide representarlo para mostrar su efecto. El rendimiento mecánico de cada ensayo se presenta en la figura 4.32. En esta figura se puede comprobar de nuevo el efecto de la autorrotación en las dos primeras curvas que hace que el rendimiento caiga de forma brusca. En los casos de 4000RPM y5000RPM se observa que la variación con la velocidad es mínima. La única variación, del orden de las centésimas se debe a la fluctuación en la medida, lo cual es irremediable. Esto se puede comprobar fácilmente en la figura 4.34 donde aparecen juntos todos los rendimientos. Para comprobar si realmente se han mejorado los resultados se ha vuelto a hacer la comparación con los obtenido en [1], así como con los del caso en que se tenia resistencia, figuras de la 4.35 a la 4.38. Se debe notar una vez más que solo varían los resultados con o sin resistencia del coeficiente de empuje y del rendimiento propulsivo. Como ya se ha adelantado, se ha conseguido al quitar la resistencia obtener una tendencia correcta del rendimiento propulsivo, que tiene un máximo. Además se acerca la curva de los coeficientes de tracción a la que se conocía con anterioridad. Se puede decir con esto que los resultados ahora son mejores, aunque no del todo buenos. Este es ya sobre todo un problema eléctrico de la toma de datos de empujes en la Hércules. Se dejará para el Capítulo de conclusiones el analizar los pasos a seguir para solucionar dichos problemas. 85 CAPÍTULO 4. RESULTADOS 4.2.2.1. Tracción y Torque 0 5 10 15 20 25 −10 −5 0 5 10 15 20 V [m/s] T [N] 2000 RPM 0 5 10 15 20 25 −10 0 10 20 30 40 V [m/s] T [N] 3000 RPM 0 5 10 15 20 25 10 20 30 40 50 60 V [m/s] T [N] 4000 RPM 0 5 10 15 20 25 30 40 50 60 70 80 90 V [m/s] T [N] 5000 RPM 0 5 10 15 20 25 −10 0 10 20 30 40 V [m/s] T [N] 2500 RPM 0° 5° 10° 15° 20° 0° 5° 10° 15° 20° 0° 5° 10° 15° 20° 0° 5° 10° 15° 20° 30° 45° 60° 75° 90° Figura 4.22: Tracciones en cada régimen de RPM. 86 4.2. Resultados obtenidos 0 5 10 15 20 25 −10 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 V [m/s] Empuje [N] Tracción de la helice en cada ensayo 2000 rpm. 0 deg 2000 rpm. 5 deg 2000 rpm. 10 deg 2000 rpm. 15 deg 2000 rpm. 20 deg 3000 rpm. 0 deg 3000 rpm. 5 deg 3000 rpm. 10 deg 3000 rpm. 15 deg 3000 rpm. 20 deg 4000 rpm. 0 deg 4000 rpm. 5 deg 4000 rpm. 10 deg 4000 rpm. 15 deg 4000 rpm. 20 deg 5000 rpm. 0 deg 5000 rpm. 5 deg 5000 rpm. 10 deg 5000 rpm. 15 deg 5000 rpm. 20 deg 2500 rpm. 30 deg 2500 rpm. 45 deg 2500 rpm. 60 deg 2500 rpm. 75 deg 2500 rpm. 90 deg Figura 4.23: Tracciones obtenidas. 87 CAPÍTULO 4. RESULTADOS 0 5 10 15 20 25 −0.1 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 V [m/s] Q [Nm] 2000 RPM 0 5 10 15 20 25 −0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 V [m/s] Q [Nm] 3000 RPM 0 5 10 15 20 25 1 1.1 1.2 1.3 1.4 1.5 1.6 1.7 1.8 V [m/s] Q [Nm] 4000 RPM 0 5 10 15 20 25 2.2 2.3 2.4 2.5 2.6 2.7 2.8 2.9 V [m/s] Q [Nm] 5000 RPM 0 5 10 15 20 25 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 V [m/s] Q [Nm] 2500 RPM 0° 5° 10° 15° 20° 0° 5° 10° 15° 20° 0° 5° 10° 15° 20° 0° 5° 10° 15° 20° 30° 45° 60° 75° 90° Figura 4.24: Torques en cada régimen de RPM. 88 4.2. Resultados obtenidos 0 5 10 15 20 25 −0.5 0 0.5 1 1.5 2 2.5 3 V [m/s] Par [Nm] Torque en cada ensayo 2000 rpm. 0 deg 2000 rpm. 5 deg 2000 rpm. 10 deg 2000 rpm. 15 deg 2000 rpm. 20 deg 3000 rpm. 0 deg 3000 rpm. 5 deg 3000 rpm. 10 deg 3000 rpm. 15 deg 3000 rpm. 20 deg 4000 rpm. 0 deg 4000 rpm. 5 deg 4000 rpm. 10 deg 4000 rpm. 15 deg 4000 rpm. 20 deg 5000 rpm. 0 deg 5000 rpm. 5 deg 5000 rpm. 10 deg 5000 rpm. 15 deg 5000 rpm. 20 deg 2500 rpm. 30 deg 2500 rpm. 45 deg 2500 rpm. 60 deg 2500 rpm. 75 deg 2500 rpm. 90 deg Figura 4.25: Torques obtenidos. 89 CAPÍTULO 4. RESULTADOS 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6 1.8 2 J η P Rendimiento propulsivo en cada ensayo 2000 rpm. 0 deg 2000 rpm. 5 deg 2000 rpm. 10 deg 2000 rpm. 15 deg 2000 rpm. 20 deg 3000 rpm. 0 deg 3000 rpm. 5 deg 3000 rpm. 10 deg 3000 rpm. 15 deg 3000 rpm. 20 deg 4000 rpm. 0 deg 4000 rpm. 5 deg 4000 rpm. 10 deg 4000 rpm. 15 deg 4000 rpm. 20 deg 5000 rpm. 0 deg 5000 rpm. 5 deg 5000 rpm. 10 deg 5000 rpm. 15 deg 5000 rpm. 20 deg 2500 rpm. 30 deg 2500 rpm. 45 deg 2500 rpm. 60 deg 2500 rpm. 75 deg 2500 rpm. 90 deg Figura 4.33: Rendimiento Propulsivo. 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1 J η mec Rendimiento Mecánico en cada ensayo 2000 rpm. 0 deg 2000 rpm. 5 deg 2000 rpm. 10 deg 2000 rpm. 15 deg 2000 rpm. 20 deg 3000 rpm. 0 deg 3000 rpm. 5 deg 3000 rpm. 10 deg 3000 rpm. 15 deg 3000 rpm. 20 deg 4000 rpm. 0 deg 4000 rpm. 5 deg 4000 rpm. 10 deg 4000 rpm. 15 deg 4000 rpm. 20 deg 5000 rpm. 0 deg 5000 rpm. 5 deg 5000 rpm. 10 deg 5000 rpm. 15 deg 5000 rpm. 20 deg 2500 rpm. 30 deg 2500 rpm. 45 deg 2500 rpm. 60 deg 2500 rpm. 75 deg 2500 rpm. 90 deg Figura 4.34: Rendimiento Mecánico. 96 4.2. Resultados obtenidos 4.2.2.4. Comparación con Resultados de Referencia 0 0.2 0.4 0.6 0.8 −0.05 0 0.05 0.1 0.15 J C t Coeficiente de Empuje. 0 0.2 0.4 0.6 0.8 −1 0 1 2 3 4 5 6 7x 10−3 J C q Coeficiente de Par. 0 0.2 0.4 0.6 0.8 −0.01 0 0.01 0.02 0.03 0.04 J C p Coeficiente de Potencia. 0 0.2 0.4 0.6 0.8 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 J η mec Rendimiento Mecánico. 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 −0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 J η P Rendimiento Propulsivo. 2000 RPM Con resist. Anterior ([1]) Sin resist. Figura 4.35: Comparación a 2000 RPM. 97 CAPÍTULO 4. RESULTADOS 0 0.2 0.4 0.6 0.8 −0.04 −0.02 0 0.02 0.04 0.06 0.08 0.1 0.12 J C t Coeficiente de Empuje 0 0.2 0.4 0.6 0.8 −1 0 1 2 3 4 5 6 7x 10−3 J C q Coeficiente de Par. 0 0.2 0.4 0.6 0.8 −0.01 0 0.01 0.02 0.03 0.04 0.05 J C p Coeficiente de Potencia. 0 0.2 0.4 0.6 0.8 −0.4 −0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 J η mec Rendimiento Mecánico. 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 J η P Rendimiento Propulsivo. 3000 RPM Con resist. Anterior ([1]) Sin resist. Figura 4.36: Comparación a 3000 RPM. 98 4.2. Resultados obtenidos −0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.02 0.04 0.06 0.08 0.1 0.12 J C t Coeficiente de Empuje −0.2 0 0.2 0.4 0.6 3.5 4 4.5 5 5.5 6 6.5 7x 10−3 J C q Coeficiente de Par. −0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.02 0.025 0.03 0.035 0.04 0.045 J C p Coeficiente de Potencia. −0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.825 0.83 0.835 0.84 0.845 0.85 J η mec Rendimiento Mecánico. 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 −0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 J η P Rendimiento Propulsivo. 4000 RPM Con resist. Anterior ([1]) Sin resist. Figura 4.37: Comparación a 4000 RPM. 99 CAPÍTULO 4. RESULTADOS −0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.04 0.05 0.06 0.07 0.08 0.09 0.1 0.11 0.12 J C t Coeficiente de Empuje −0.2 0 0.2 0.4 0.6 5.4 5.6 5.8 6 6.2 6.4 6.6 6.8 x 10−3 J C q Coeficiente de Par. Nuevo Anterior ([1]) −0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.032 0.034 0.036 0.038 0.04 0.042 0.044 J C p Coeficiente de Potencia. −0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.835 0.84 0.845 0.85 0.855 0.86 0.865 0.87 J η mec Rendimiento Mecánico. 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 −0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 J η P Rendimiento Propulsivo. 5000 RPM Con resist. Anterior ([1]) Sin resist. Figura 4.38: Comparación a 5000 RPM. 100 Desarrollo de un Equipo para la Caracterización en Túnel de Viento de Plantas Propulsoras de Motor Eléctrico y Hélice con Ángulo de Incidencia Variable. Capítulo 5 Conclusiones A lo largo del proyecto se han ido explicando en detalle los trabajos realizados, la fabricación del equipo, el acoplamiento de sistemas ya existentes, los experimentos que se han realizado y los resultados que estos han arrojado. Algunos aspectos tienen una importancia especial por su trascendencia en el desarrollo del proyecto o en los futuros trabajos que se puedan lanzar desde el Departamento de Ingeniería Aeroespacial en este ámbito. En lineas generales se trata de un proyecto exitoso que viniendo de una linea de trabajos ya existente ha tomado el relevo y ha conseguido aumentar el numero de opciones de trabajo que se pueden realizar como continuación. Los objetivos que al principio se buscaban han sido superados con creces al realizar una campaña de ensayos. Se ha conseguido realizar una bancada robusta y capaz de trabajar tal y como desde un principio se ha requerido, transmitiendo las magnitudes que caracterizan un sistema motor eléctrico-hélice de una forma correcta. Los pequeños problemas de fabricación y montaje que irremediablemente surgen en cualquier proyecto de esta índole se han solucionado de forma eficiente con la ayuda de los Maestros de Taller. De esta forma, en lo que a la fabricación de la bancada como estructura que debía cumplir con unos requerimientos iniciales se refiere, puede concluirse que se ha conseguido un resultado muy bueno. La cara un poco más amarga de la moneda viene de manos de la electrónica. Concretamente de la electrónica analógica en que se basa la obtención de datos con los Sensores Fuerza y Par. Como se presentó en el Capítulo 3 ha existido una fluctuación muy importante las medidas de Tracción que ha hecho que los resultados no tengan la precisión que se esperaba. Estos problemas de tipo eléctrico podrían provenir de alguna conexión no del todo adecuada en la circuitería del Módulo Hercules II que no ha sido identificada en el transcurso de los ensayos ni en pruebas posteriores realizadas buscando la causa del error. También podría estar causado por un mal apantallamiento de la señal. En cualquier caso se cree que una investigación futura en este ámbito podría arrojar luz suficiente en este asunto y conseguir que los problemas se solucionen. Derivado de este problema se ha tenido una dificultad añadida en el procesado de datos, aunque esta ha conseguido resolverse de una forma correcta y eficiente. Aún así, los resultados que se han obtenido muestran tendencias muy interesantes. Recordemos que lo novedoso a nivel mundial en el ámbito universitario en testado de sistemas de propulsión con hélice es la posibilidad de estudiar como afecta en los parámetros característicos la variación del ángulo existente en el vuelo de una aeronave entre la dirección en que se produce la tracción de la hélice y la dirección de la velocidad. Los resultados obtenidos sobre todo a ángulos de ataque grandes son esclarecedores y abren un camino a seguir en estas investigaciones. En la actualidad están apareciendo un gran número de vehículos en configuración tilt-rotor no tripulados que se alejan de las habituales 101 CAPÍTULO 5. CONCLUSIONES configuraciones de ala fija. El poder arrojar luz sobre las capacidades de las hélices en la mayor diversidad de condiciones posibles se convierte en una necesidad si se quieren investigar y aplicar estas nuevas configuraciones. El hecho de que la tracción aumente a ángulos grandes con la velocidad, de ser verificado en estudios mucho más completos, podría ser de mucha utilidad en futuros diseños y en los que la escuela de ingenieros podría tener un papel pionero e innovador. Por ejemplo, la posibilidad de disponer de estudios de modelado y caracterización de la transición en vehículos en configuración tilt-rotor aporta una información privilegiada para las fases de diseño de dichos vehículos. 5.1. Líneas de Estudio Futuras En este apartado se quiere mostrar cuales pueden ser los siguientes pasos a dar en el estudio y caracterización de sistemas de propulsión. En primer lugar se necesita para poder seguir utilizando el mismo equipo, como ya se ha dicho, que se estudien los problemas eléctricos que aparecen. El hacerlo dará pie al paso que lógicamente es el inmediatamente siguiente a este proyecto. Este no es otro que el de realizar un estudio completo, similar al que se hizo en [1] que consistiría en una amplia campaña de experimentos para todas las hélice de que se disponen y al mayor número de ángulos de ataque posibles. Con esto se podrían sacar conclusiones certeras sobre lo que ocurre al variar el ángulo. Para facilitar y mejorar dicho estudio se debería emplear un método distinto de alimentación del motor que lo mantuviese en funcionamiento por un periodo mayor que el que lo hacen las baterías. Una opción sería usar baterías de mayor tamaño, como la de los coches, pero la mejor opción sería buscar la forma de utilizar una fuente de alimentación continua que tomase la energía de la linea de corriente eléctrica. Para ampliar el estudio y asegurar en mayor medida los ensayos se debería realizar un estudio estructural de la bancada para identificar los modos y las frecuencias naturales de vibración. Durante la realización de ensayos se ha visto que alguna de estos modos se excita especialmente a regímenes de revolución algo por debajo de las 3000RPM. Tanto la realización de estos estudios como la utilización de métodos de amortiguación son un factor a tener en cuenta en próximos trabajos. Además debería estudiarse la posibilidad de carenar la estructura y así disminuir la resistencia de la misma. Esto sería útil casi exclusivamente en ensayos a bajos ángulos de ataque. Sería también muy beneficioso desarrollar una herramienta que permitiera conseguir la coordinación de la variables a la hora de tomar datos así como el lanzamiento de los experimentos mediante el uso de un único interfaz. Esto facilitaría la labor investigadora y simplificaría el postprocesado enormemente. Por otro lado hay efectos de segundo orden que ocurren en la propulsión con hélice como es el "Factor P". Este tipo de efectos podrían ser estudiados mediante la realización de alguna modificación sobre la bancada que se ha presentado. Para medir dicho "Factor P"por ejemplo sería necesario poder medir la fuerza lateral que se produce cuando cambiamos el ángulo debido a que aparecen asimetrías en la sustentación de las palas. Lo cual se conseguiría añadiendo un nuevo grado de libertad al montaje. Otra posibilidad que se brinda como continuación de estos trabajos y en la que confluyen dos lineas de proyectos que tiene el departamento es la de investigar nuevas hélices que se fabriquen con la impresora 3D que se está poniendo a punto. Para encontrar mas aplicaciones de investigación podríamos irnos a publicaciones científicas y encontraríamos un número importante de posibilidades. En definitiva el mundo de la aeronáutica a pequeña escala esta en auge y la Escuela tiene la 102 5.1. Líneas de Estudio Futuras posibilidad de mantenerse a la vanguardia de la expansión si realizan, con la ayuda de sus alumnos, investigaciones novedosas de este tipo. Además el hecho de que alumnos que realizan sus proyectos continúen una línea de investigación traerá sin duda grandes éxitos al Departamento y a la Escuela de Ingenieros. Este proyecto supone un paso más en la continuación de esa línea que no debe detenerse. 103 CAPÍTULO 5. CONCLUSIONES 104 Desarrollo de un Equipo para la Caracterización en Túnel de Viento de Plantas Propulsoras de Motor Eléctrico y Hélice con Ángulo de Incidencia Variable. Anexos 105 Desarrollo de un Equipo para la Caracterización en Túnel de Viento de Plantas Propulsoras de Motor Eléctrico y Hélice con Ángulo de Incidencia Variable. Bibliografía [1] Juan Manuel Moral Gámez. Diseño y creación de herramientas y aplicaciones para la gestión automatizada de experimentos de plantas propulsoras de motor eléctrico y hélice en túnel de viento. 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