Xplorair - ACG Aviation

 Ciudad de Hong Kong. Xplorair « EL » coche volante del siglo XXI Vehículo de despegue y aterrizaje sin rodadura ni ala giratoria Xplorair Despegue y aterrizaje sin rodadura Durante el último sondeo realizado a una población representativa compuesta de los ancestros del actual Sapiens‐Sapiens, los hombres de Cro‐magnon, a la pregunta: « para asegurar su subsistencia qué preferiría usted: ¿volar como los pájaros o correr como los caballos? ». La repuesta fue en un 95 %: « volar* ». En los comienzos del siglo XXI, aunque sería suficiente con ir al centro comercial más cercano para asegurar nuestra « subsistencia », si tenemos en cuenta que la circulación de los automóviles está condenada al mundo en 2D, podríamos apostar a que la repuesta sería la misma: « volar* ». En efecto, en los comienzos del siglo XXI, parece que una nueva corriente está invadiendo el planeta con la idea de democratizar el uso de las aeronaves (barcos del aire) para el señor y la señora de a pie, que jamás habrían aspirado a viajar en 3D. * Como reza el lema de una gloriosa unidad del ejército del aire: « ¡elevarse para vencer! » En este articulo, que celebra los 20 años de esta joven señorita de dulce nombre: « GAZETTE 3AF MP », nos gustaría presentarle una nueva aeronave monoplaza de despegue y aterrizaje vertical SIN rodadura ni ala giratoria: L’XPLORAIR* PX200. *patente internacional presentada por EADS Innovación Works Un breve repaso al estado del arte En la siguiente ilustración, algunos de los éxitos en el mundo de las aeronaves de despegue vertical o de rodadura corta. Sin duda, la tecnología más madura es la que utiliza alas giratorias, donde el helicóptero ocupa el puesto más alto en el pódium de la trilogía del despegue vertical. La segunda posición la ocupan las aeronaves a reacción cuyo flujo puede ser direccionado hacia el suelo durante el despegue. Así, dos tecnologías rivalizan en ingeniosidad para llevar a cabo este prodigio: una aprovecha los altos rendimientos de las velocidades bajas (los helicópteros) con el mejor rendimiento propulsivo y la otra controla los rendimientos « débiles » de la alta velocidad (turbomaquinaria), pero con la más alta velocidad de crucero posible. En los dos casos, los mecanismos que estas tecnologías imponen son muy complicados y necesitan un mantenimiento importante. Sin embargo, es probable que exista una tercera vía fundada sobre un fenómeno físico conocido desde principios del siglo XX: el efecto Coanda (apellido de su descubridor, el rumano, Henri Marie Coanda) ¿El efecto Coanda? Sería bueno recordar (que me perdonen los súper expertos en la materia) que un perfil alar queda determinado por sus coeficientes de sustentación Cl (su principal efecto) y de resistencia, Cd , que caracterizan la eficiencia de dicho perfil. Pero como nada es perfecto en este mundo, a partir de una cierta inclinación, el perfil pierde de repente su capacidad de sustentar. En la imagen de la izquierda, se observa una de las numerosas pruebas experimentales para mantener la fuerza de sustentación y retrasar la entrada en pérdida para ángulos de inclinación muy grandes. En este caso concreto, mediante la aspiración de aire procedente del extradós del perfil, técnica que finalmente se abandonó debido a múltiples razones. En la siguiente imagen se puede comprobar que el flujo de aire permanece “pegado” al extradós a pesar de la fuerte deflexión a la que se le somete (más de 700 en este caso concreto y más de 1300 en otros ensayos de la NASA). Esta ilustración corresponde a una simulación numérica extraída de ensayos reales efectuados en el túnel de viento de ISAE‐ENSICA por estudiantes de segundo año y supervisados por el Departamento de Mecánica de Fluidos en 2008. Una confirmación de que el efecto Coanda puede ser utilizado de manera eficaz para retrasar el desprendimiento de corriente en los jets a altas velocidades. L’Xplorair PX 200, un vehículo de despegue y aterrizaje vertical, es concebido en torno a este efecto Coanda. ¿Y el propulsor? Una de los aplicaciones de este efecto Coanda fue desarrollada por Boeing en los años 70 con el YC14 que permitía reducir en gran medida las distancia de rodaje (900 metros en lugar de 1500) aprovechando el aumento en la sustentación de este sistema. Solamente un inconveniente: el sistema, de geometría relativamente fijada, hacía que la fuerza propulsiva se redujese de manera proporcional y por tanto, la velocidad de crucero. En las ilustraciones puede apreciarse cómo los deflectores tienen por misión, expandir el flujo de gases calientes eyectados por los reactores por la máxima superficie posible para generara un suplemento de la fuerza de sustentación apreciable. Es por esto que, atendiendo a la capacidad global del momento, el contar con una superficie móvil capaz de ser desplegada únicamente durante las fases de despegue y aterrizaje era algo que la NASA profetizó para el año 2025. El PX200, para evitar este efecto de “neutralización” de resultados: Aumento de la fuerza de sustentación = reducción de velocidad de crucero. Debe imperativamente integrar en sus perfiles un nuevo motor, conocido como: termorreactor. La arquitectura resultante permitirá beneficiarse del efecto Coanda durante las fases de despegue y aterrizaje, asegurando al mismo tiempo que la velocidad de crucero no se verá reducida por el mismo efecto. No obstante, este nuevo propulsor deberá respetar las especificaciones siguientes: 1‐ generar un flujo de gas quemado con un rendimiento alto y a alta velocidad a través de un tubo de sección rectangular capaz de eyectarlo sobre la mayor superficie posible del extradós del perfil en cuestión. 2‐ proporcionar mediante una geometría compacta, el mayor ratio posible de potencia por volumen de gas. 3‐reducir el consumo en, al menos, dos cifras (mínimum un 20%) del orden de las mejores turbomaquinarias actuales. 4‐minimizar su mantenimiento 5‐sobre todo, respetar las normas acústicas tan severas que se prevén sean impuestas en los años 2025/2030 Nada más y nada menos… A priori, ante todas estas premisas, deberemos volver a “nuestros queridos estudios”. Sin embargo, no debemos olvidar que nuestro terreno de juego es la aeronáutica… ¡Veremos entonces que tenemos ante nosotros un cielo abierto de posibilidades! En primer lugar, no debemos olvidar los avances conseguidos al otro lado del Atlántico en cuanto al dominio del estudio de los consumos de combustible. Comentemos a continuación, la imagen siguiente, obtenida de la web de “DARPA”: Los motoristas, para los que el ciclo de Brayton de las turbomáquinas actuales, es el pan de cada día, saben muy bien que el rendimiento termodinámico es bastante bajo, ya que cerca del 75% de las calorías son evacuadas a la atmósfera, contribuyendo así al calentamiento climático. Sin contar el consumo de queroseno… Esta es una de las razones por las cuales el ciclo de Humphrey se convierte en el centro de la atención, porque los beneficios en cuanto al consumo anunciados por DARPA son simplemente sorprendentes. A juzgar por la imagen siguiente, para un ratio de compresión de 17, los beneficios sobre el rendimiento del ciclo termodinámico son alrededor de un 15%. Confiando en los datos de estos expertos americanos, ¡el consumo específico podría ser reducido entre un 30 y un 35%! Por nuestra parte, preferimos confiar en un beneficio de alrededor del 20%, como nos indican todas nuestras simulaciones y los cálculos realizados hasta la fecha. Debemos precisar, no obstante, que nuestra tecnología para realizar el ciclo de Humprey, es muy diferente a la utilizada por el consorcio US constituido por Rolls Royce, Pratt&Wihney*, General Electric y Alliant Techsystems que cuentan con diez millones de dólares para diseñar un prototipo para 2014. *http:///www.masshightech.com/stories/2010/10/11/daily71‐DARPA‐gives‐Pratt—Whitney‐338M‐for‐new‐turbine‐tech.html La tecnología del termorreactor El objetivo es el de realizar el ciclo termodinámico de Humphrey, es decir, realizar una combustión a volumen constante (isocora), a diferencia del ciclo de Brayton del resto de las turbomáquinas actuales, basadas en una combustión a presión constante (isobara). ¿Ventaja? Que para la misma cantidad de carburante, la combustión isocora permite elevar la presión a un nivel mucho más elevado que la combustión isobara, además de devolver los gases quemados a una temperatura más baja… Por ejemplo, en el ciclo Brayton, si la presión P2, a la salida del compresor, es de 5 bares, ésta se mantendrá a este mismo nivel durante toda la combustión (sin contar la pérdida de carga ni el rendimiento de la combustión), P3#P2 .Mientras que con una combustión isocora (Humphrey) y una misma P2 = 5 bares, la presión P3 al final de la combustión será de P3=30 bares. Esto tiene su explicación en que durante la combustión isobárica, el Cp (calor específico a presión constante) es el principal parámetro, mientras que en combustión isocora, es el Cv (calor específico a volumen constante) el factor dominante. Ahora bien, según la relación de Mayer, Cp‐Cv = r (donde r = 287 para el aire), se demuestra que la temperatura será mucho más elevada durante la combustión isocora (Cv) que en isobara (Cp) y, en consecuencia, la presión al final de la combustión será también mucho mayor a volumen constante. Las bases están fijadas, ahora falta diseñar la cámara de combustión que recoja las ventajas expuestas y cumpla con las especificaciones pedidas. La cámara se presenta a continuación, con la siguiente arquitectura: El diseño de la cámara de combustión del termorreactor (patentado por WIPO) puede funcionar también en modo isobárico mediante unas válvulas fijadas de tal forma que representen un cuello (ilustración superior) y así funcionar como una cámara de combustión clásica, o bien las mismas válvulas pueden ser rotadas de forma sincronizada (ilustración inferior) para realizar una combustión isocora. Es evidente que la combustión isocora será esencialmente utilizada durante el crucero de las aeronaves satisfaciendo así la partición de consumo de las especificaciones. Algunas aplicaciones Hemos centrado nuestro esfuerzo en una aplicación en forma de aeronave monoplaza (porque quien puede con más puede con menos) cuyo nombre genérico es Xplorair PX 200 por Personal Xplorair 200 km/h. Una de las ventajas del termorreactor es su tamaño compacto, lo que permite ser alojado en las alas. Una unidad de propulsión (Udp) ocupa un volumen de 25cmx10cmx10cm y producirá una potencia en modo continuo o con una modesta oscilación. Tanto durante el despegue como en modo continuo, una UdD desarrollará una fuerza propulsiva F.propulsiva de 170 N. En el momento que se fija la masa total del PX200 en 300kg, podemos prever utilizar 20 UdP repartidas en la parte delantera de las alas y en el timón trasero, como se indica en las figuras siguientes. Despegue Crucero Despegue Crucero Crucero En la ilustración del PX 200, 7 termorreactores son situados a lo largo de la parte delantera de cada una de las alas y 6 en el timón posterior. En total, 20 termorreactores que desarrollan durante el despegue un empuje total de: 20x170N =3400N. Durante el despegue, los 20 termorreactores son activados para propulsar el PX 200 hasta una altura máxima de 2500 metros (los biocombustibles, que no les gusta pasar demasiado frío) y durante 4 minutos (1/15 de hora) lo que representa un consumo de alrededor de 15 kg de combustible durante el despegue y, en crucero, un consumo de: 15 litros a los 100km a 200km/h En crucero, con un Cd comprendido entre 0,025 y 0,030 según las últimas simulaciones, un único termorreactor en los extremos de cada ala sería suficiente para alcanzar los 200km/h (55m/s). Remarcar que este soplado de punta de ala permitiría al mismo tiempo librarse de los Winglets… No obstante, con la intención de reducir la densidad acústica en la cabina durante el crucero, los propulsores que se encenderá con orden prioritario serán los del timón de cola. Observación: Activando más de dos termorreactores, sería posible aumentar la velocidad de crucero. La velocidad máxima (km/h) con N = número (par) de termorreactores activos sería de: Vmaxi # 140. (N) ½ Así, activando los 20 termorreactores: Vmaxi > 600 km/h Aunque en este caso, se dispararía el consumo a costa de disminuir, en consecuencia, la autonomía… Sobre el concepto de despegue & crucero: “Ala delantera”, “ala trasera”, “crucero” y “ala baja” En modo “despegue” el ala trasera y el ala baja efectúan una rotación hasta que el ala baja se posiciona en la salida de las toberas de los termorreactores, alojados en el ala delantera, de tal forma que puedan valerse del efecto Coanda y así desviar los chorros hacia el suelo a fin de asegurar el despegue, no estrictamente vertical pero sí de manera oblicua, generalizando, sin rodadura (TOLWIR*) *Take Off and Landing Without Rolling Los primeros diseños de la aeroestructura, efectuados por Sogeti Hight Tech (Blagnac/departamento de estructuras, octubre 2010) se parecen a la estructura de la imagen. Este diseño preliminar está siendo sometido a un estudio detallado para identificar la posibilidad de utilizar materiales 100% reciclables, nuevos materiales orgánicos basados en las fibras de bambú, así como otro tipo de materiales utilizados de manera habitual en la aeronáutica. Como mención particular a la acústica, aunque aún no podemos adelantar demasiado porque las patentes están siendo lanzadas por EADS Innovation Works, podemos decir que parece posible conseguir una disminución de unos 15dB. Sobre el bloque termo compresor Hasta ahora, hemos visto que la cámara de combustión del Termorreactor no está ligada a ninguna turbina ni compresor. Esta independencia pretende ser una ventaja innegable de este tipo de turbo maquinaria, en el sentido de que la temperatura de los gases eyectados no está limitada a las restricciones de una posible turbina, sino solamente a la resistencia del material con el que se construyen las toberas de salida y las válvulas. Utilizaremos las mismas tecnologías para estas toberas que las utilizadas en los estatorreactores o los motores cohete. Por consiguiente, sabiendo que podemos aumentar la temperatura, los beneficios sobre el consumo parecen previsibles o, a igual consumo, sabemos que la potencia específica se verá aumentada. Sin embargo, debemos alimentar con aire comprimido dicha cámara de combustión. Para lograr esto, se ha elegido un grupo compresor que irá alojado en el compartimento de equipajes. Así, cada grupo termocompresor alimentará a dos termorreactores posicionados de manera simétrica, como queda reflejado en las siguientes ilustraciones. Van a alimentar de aire comprimido un depósito en el cual serán sumergidos para autoalimentarse. Del depósito saldrán conductos hacia cada termorreactor de la parte delantera de las alas y del timón trasero, para poder proporcionar el aire comprimido. El bloque termo compresor está integrado en el compartimento de equipajes del PX200 La arquitectura del termo compresor* diseñado en CATIA y defendido en junio de 2010 por un estudiante del Departamento de Ingeniería Mecánica del INSA de Toulouse es la siguiente: Patente depositada por EADS IW sobre la base del termorreactor de Michel Aguilar* ¿ Y la aeroestructura? Los primeros estudios han sido realizados por el Departamento de Aeroestructuras de Sogeti Hight Tech de Blagnac. Un estudiante del IPSA defendió con ello su Proyecto Final de Carrera en octubre de 2010 en Paris. El diseño del monoplaza PX200 presenta las siguientes medidas (escala 1:1) 3,7m x 2,7m x 1,3 m Bien, ¿y el siguiente paso? Evidentemente, la clave de la innovación radica en la concepción y el desarrollo de un termorreactor bi‐modal (continuo y pulsado) con post‐inyección. De hecho, un consorcio formado por COMAT Aerospace (PME de alta tecnología situado a las afueras de Toulouse) en colaboración con un importante laboratorio del CNRS (PPrime de Poitiers) y un experto motorista, ha sido concebido con el fin de dar respuesta tanto al programa RAPID de la DGA (Dirección General de Armamento) como al Ministerio de Industria a través la DGCIS (Dirección General de la competitividad de la industria y los servicios). El objetivo es el de validar el concepto del termorreactor y dimensionar las primeras actuaciones, así como los parámetros más sensibles, con la ayuda de una maqueta demostrativa. Además, un grupo de estudiantes de máster, dirigidos por un post doctorando y supervisados por el profesor Marius Paraschivoiu, director del CIADI (Concordia Institute of Aerospace Design & Innovation) de la Universidad Concordia de Montreal (Canadá) tienen como objetivo realizar una maqueta volante representativa del PX200 en modo despegue bajo el control del Profesor Dominique Ng (Ingeniero Mecánico Industrial) ¡Esta “primicia mundial” está prevista para abril de 2011! En cuanto a la aviónica, ¡queda todo por hacer! ¿Y la propulsión espacial? El termorreactor utilizado para la propulsión espacial podría parecer “un buen invento”, puesto que en el vacio sideral no existe ningún tipo de resistencia al avance. Por consecuencia, el funcionamiento pulsante puede ser de lo más interesante, puesto que sabemos que el único límite para alcanzar la velocidad máxima vendría impuesto por la cantidad de combustible que puedan almacenar los depósitos. Se trata, por tanto, de optimizar el propulsor acorde a la presión máxima en régimen de volumen constante obtenida por cada unidad de propulsión (UdP), con el volumen de la cámara de combustión –y, en consecuencia, la masa de combustible de cada pulso‐ y dimensionar el número de UdPs una vez se haya definido la velocidad máxima deseada (20, 30 o 50 km/s) así como la duración del viaje. Los primeros estudios indican que existe un punto óptimo para un termorreactor dado por el ratio Empuje Máximo / masa de carburante que presenta un máximo para un ratio de compresión de alrededor de 2,5. Por consiguiente, la duración del viaje espacial para ir a Marte dependerá de: 1‐
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la velocidad máxima deseada, Vmaxi la relaciones masa de combustible/masa seca, Mcarburante/Mvehículo la presión de inyección el número “N” de unidades de propulsión la duración mínima para alcanzar la velocidad de crucero el ratio de propulsión : duración de empuje maxi x duración del Ciclo (PMax/m0).TCiclo La velocidad máxima de esta “Nave Termopropulsada” tiene por expresión: VMaxi = VLiberación + ((PMax/m0).TCiclo).Ln (1+Mcarburante/Mvehiculo) En estas condiciones, con un ratio Empuje Máx/Consumo/Ciclo, P(Max/m0).TCiclo optimizado, Tciclo = 20 ms (duración del ciclo de funcionamiento de la cámara de combustión), un ratio masa de combustible/masa seca, MCarburante/MVéhiculo = 7, un combustible H2‐O2, gaseoso, y finalmente, la velocidad inicial de liberación, VLiberación = 11,2 km/s, la velocidad Máx, VMaxi, alcanzada por la nave será de : VMaxi = 30 km/s Duración de la fase de aceleración: DAceleración = (1/N).Tciclo.(MCarburante/m0) Donde, con un número de unidades de propulsión N = 10: DAceleración # 0,12 dias ¿Ida y vuelta La Tierra‐Marte? Durante las vacaciones escolares (cada 2 x 3 actualmente!) Agradecimientos Desde Marzo de 2008, fecha que marca el primer apoyo al Xplorair por Dassault Systèmes vía su programa “Pasión por la Innovación*” de Richard Breitner, la intervención de EADS Innovation Works desde marzo de 2009 puede compararse con la primera etapa del motor cohete Xplorair. Nombrar también la implicación del Departamento de Mecánica de Fluidos de ISAE/Ensica con las primeras medidas y simulaciones del efecto Coanda durante los cursos de 2007 y 2008 de los estudiantes de segundo año. Mención especial, para terminar, a la Escuela Superior de Comercio de Toulouse (Toulouse Business School) con Gerard Drouet, Director del Máster “Organización de la Innovación y la Tecnología” en el que los estudiantes han realizado durante los cursos 2008 y 2009 los estudios de mercados**, habiendo sido acogidos de manera muy profesional por los industriales expertos en la materia. Un nuevo estudio de mercado será realizado por el ESC en 2011 sobre la cogeneración Termoeléctrica. *http://www.3ds.com/fr/company/passion‐for‐innovation/the‐project/xplorair **Identificación de mercados civiles: conexiones inter e intra ciudades, aerotaxis, vehículo de asistencia, y a largo plazo (15 años), vehículos personales para todo tipo de público. Mercados militares: transportes de tropas a lugares inaccesibles, conexiones entre bases, UAVs ofensivos y de observación… ¿El objetivo del proyecto Xplorair? “¡Ofrecer la tercera dimensión a la humanidad antes de que acabe el siglo XXI!” TRADUCCIÓN : Pauline BONED Asociación Aeronáutica y Astronómica de Francia Comisión técnica: “Aviación ligera & Derivados” Vice‐presidente “Máquina de Concepción Innovadora”