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Un propfan , también llamado motor de rotor abierto , motor de ventilador abierto [1] [2] o ventilador no conducido (a diferencia de un ventilador conducido ), es un tipo de motor de aeronave relacionado en concepto tanto con el turbohélice como con el turbofán , pero distinto de ambos. El diseño está destinado a ofrecer la velocidad y el rendimiento de un turbofán, con el ahorro de combustible de un turbohélice. Un propfan generalmente se diseña con una gran cantidad de aspas cortas y muy retorcidas, similar al ventilador (conducido) en un motor turbofán. Por esta razón, el propfan ha sido descrito de diversas formas como un "ventilador no conducido" (UDF) o un "turbofán de derivación ultraalta (UHB)".
En la década de 1970, Hamilton Standard describió su propfan como "un propulsor de paso variable de múltiples palas de diámetro pequeño y altamente cargado que tiene palas en flecha con secciones aerodinámicas avanzadas delgadas, integradas con una góndola contorneada para retardar el flujo de aire a través de las palas, reduciendo así las pérdidas de compresibilidad y diseñadas para operar con un motor de turbina y utilizando un engranaje de reducción de una sola etapa que resulta en un alto rendimiento". [3] En 1982, la revista semanal de aviación Flight International definió el propfan como una hélice con 8-10 palas muy en flecha que navegaban a una velocidad de 390-480 nudos (450-550 millas por hora; 720-890 kilómetros por hora), [4] aunque su definición evolucionó unos años más tarde con la aparición de propfans contrarrotantes . [5]
En 1986, el fabricante de motores británico Rolls-Royce utilizó el término rotor abierto como sinónimo del significado original de propfan. Esta acción fue para delinear el tipo de motor propfan de una serie de propuestas de motores conducidos en ese momento que tenían propfan en sus nombres. [6] En la década de 2000, rotor abierto (OR) se convirtió en un término preferido para la tecnología propfan en investigaciones y reportajes periodísticos, y rotor abierto contrarrotante (CROR) también se utilizó ocasionalmente para distinguir entre propfans de rotación simple. A partir de 2015, la Agencia Europea de Seguridad Aérea (EASA) definió un rotor abierto de manera concreta (pero amplia) como "una etapa de ventilador de motor de turbina que no está encerrada dentro de una carcasa"; en contraste, solo tenía una definición de trabajo de un motor de rotor abierto (el término más comúnmente utilizado para propfan en el siglo XXI), llamándolo "un motor de turbina que presenta etapas de ventilador contrarrotante no encerradas dentro de una carcasa". El motor utiliza una turbina de gas para impulsar una hélice contrarrotante abierta como un turbohélice, pero el diseño de la hélice en sí está más estrechamente acoplado al diseño de la turbina, y los dos están certificados como una sola unidad. [7]
El-Sayed diferencia entre turbohélices y hélices de acuerdo a 11 criterios diferentes, incluidos el número de palas, la forma de las palas, la velocidad de la punta, la relación de derivación , el número de Mach y la altitud de crucero . [8]
Aproximadamente una década después de que los ingenieros aeroespaciales alemanes comenzaran a explorar la idea de usar alas en flecha para reducir la resistencia en aeronaves de velocidad transónica , Hamilton Standard en la década de 1940 intentó aplicar un concepto similar a las hélices de los motores. Creó palas de hélice muy en flecha con velocidades de punta supersónicas , de modo que los motores con hélices expuestas pudieran impulsar aeronaves a velocidades y altitudes de crucero solo alcanzadas por los nuevos motores turborreactores y turbofán . Las primeras pruebas de estas palas revelaron problemas de vibración y tensión de las palas que entonces no se podían resolver, y los altos niveles de ruido se consideraban otro obstáculo. La popularidad de los turborreactores y los turbofán redujo la investigación en hélices, pero en la década de 1960, el interés aumentó cuando los estudios mostraron que una hélice expuesta impulsada por una turbina de gas podía impulsar un avión de pasajeros que volara a una velocidad de Mach 0,7-0,8 y a una altitud de 35.000 pies (11.000 metros). El término propfan se creó durante este período. [9]
Uno de los primeros motores que se parecía al concepto propfan fue el Metrovick F.5 de 4.710 libras-fuerza (21,0 kilonewtons) , que presentaba ventiladores gemelos contrarrotativos (14 aspas en el ventilador delantero y 12 aspas en el ventilador trasero) en la parte trasera del motor y se puso en funcionamiento por primera vez en 1946. Las aspas, sin embargo, en su mayoría no estaban barridas. [10] Otros motores de hélice contrarrotativos que se encontraban en aviones comunes incluían los cuatro potentes motores Kuznetsov NK-12 (cada uno impulsando su propio conjunto de hélices coaxiales contrarrotativas) en el bombardero militar de alta velocidad Tupolev Tu-95 de la Unión Soviética y el avión de transporte militar Antonov An-22 , y los motores Armstrong Siddeley Double Mamba (ASMD) (ambos conectados a un solo conjunto de hélices coaxiales contrarrotativas) en el avión antisubmarino británico Fairey Gannet . Ambas configuraciones tenían cuatro palas en gran parte sin barrer en la hélice delantera y la hélice trasera.
Cuando la crisis del petróleo de 1973 provocó picos de precios del petróleo a principios de la década de 1970, el interés en los propfans se disparó y la investigación financiada por la NASA comenzó a acelerarse. [11] El concepto de propfan fue delineado por Carl Rohrbach y Bruce Metzger de la división Hamilton Standard de United Technologies en 1975 [12] y fue patentado por Rohrbach y Robert Cornell de Hamilton Standard en 1979. [3] El trabajo posterior de General Electric en propulsores similares adoptó el nombre de ventilador no conducido, que era un motor turbofán modificado , con el ventilador colocado fuera de la góndola del motor en el mismo eje que las palas del compresor .
Durante esta era, los problemas de las hélices se volvieron solucionables. Se hicieron avances en materiales estructurales, como el metal de titanio y los compuestos de grafito y fibra de vidrio infundidos con resina . Estos materiales reemplazaron a los metales de aluminio y acero en la construcción de las palas, lo que permitió que las palas fueran más delgadas y más fuertes. [13] El diseño asistido por computadora también fue útil para refinar las características de las palas. Dado que las palas se doblan y se desvían con una mayor carga de potencia y fuerza centrífuga , los diseños iniciales debían basarse en la forma en movimiento. Con la ayuda de las computadoras, los diseñadores de palas trabajarían a la inversa para encontrar la forma óptima sin carga para fines de fabricación. [14]
Hamilton Standard, el único gran fabricante estadounidense de hélices de aeronaves, desarrolló el concepto propfan a principios de la década de 1970. [15] Hamilton Standard probó numerosas variaciones en conjunto con la NASA . [16] [17]
En el marco del programa Propfan Test Assessment (PTA), Lockheed-Georgia propuso modificar un Gulfstream II para que actuara como banco de pruebas en vuelo para el concepto propfan, mientras que McDonnell Douglas propuso modificar un DC-9 con el mismo propósito. [18] La NASA eligió la propuesta de Lockheed . El Gulfstream II tenía una góndola añadida al ala izquierda, que contenía un motor turbohélice Allison 570 de 6.000 caballos de fuerza (4.500 kilovatios) (derivado del turboeje XT701 desarrollado para el helicóptero de carga pesada Boeing Vertol XCH-62 ). El motor utilizaba un propfan Hamilton Standard SR-7 de rotación simple de ocho palas y 9 pies de diámetro (2,7 metros; 110 pulgadas; 270 centímetros). El motor de prueba, que se denominó Allison 501-M78, [19] tenía una potencia de empuje de 9.000 lbf (40 kN). [20] Comenzó a operar en vuelo el 28 de marzo de 1987. [21] El extenso programa de pruebas, que costó alrededor de 56 millones de dólares, [22] acumuló 73 vuelos y más de 133 horas de vuelo antes de finalizar el 25 de marzo de 1988. [23] Sin embargo, en 1989, el avión de prueba regresó al aire del 3 al 14 de abril para medir los niveles de ruido en tierra durante el vuelo. [24] [25] Después de eso, se quitó el motor y el avión se convirtió en un avión de entrenamiento de transbordador espacial más tarde ese año. [26]
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El GE36 Unducted Fan (UDF), del fabricante de motores estadounidense General Electric (GE) con una participación del 35 por ciento del socio francés Snecma (ahora Safran ), era una variación del concepto original de propfan y se parecía a un motor de pistón con configuración de empuje . El UDF de GE tenía una novedosa disposición de transmisión directa, donde la caja de reducción se reemplazó por una turbina libre de siete etapas de baja velocidad. Un conjunto de rotores de turbina impulsaba el conjunto delantero de hélices, mientras que el conjunto trasero era impulsado por el otro conjunto de rotores que giraban en la dirección opuesta. La turbina tenía 14 filas de álabes con siete etapas. Cada etapa era un par de filas contrarrotativas. [27] A los fabricantes de aviones, que habían sido cautelosos con las cajas de cambios propensas a problemas desde la década de 1950, les gustó la versión sin engranajes del propfan de GE: [14] Boeing tenía la intención de ofrecer el motor UDF de propulsión de GE en la plataforma 7J7 (que habría tenido una velocidad de crucero de Mach 0,83), [28] y McDonnell Douglas planeaba hacer lo mismo en su avión de pasajeros MD-94X . El GE36 fue probado por primera vez en vuelo montado en la estación de motor n.° 3 de un Boeing 727-100 el 20 de agosto de 1986. [29] El UDF GE36 para el 7J7 fue planeado para tener un empuje de 25 000 libras-fuerza (110 kN), pero GE afirmó que en general su concepto UDF podría cubrir un rango de empuje de 9000 a 75 000 lbf (40 a 334 kN), [30] por lo que un motor UDF posiblemente podría igualar o superar el empuje del CF6 , la familia de motores de fuselaje ancho de GE en ese momento.
McDonnell Douglas desarrolló un avión de prueba de concepto modificando su MD-80 , propiedad de la compañía, que es adecuado para motores de hélice debido a sus motores montados en el fuselaje trasero (como su antecesor DC-9), en preparación para los posibles derivados MD-91 y MD-92 propulsados por hélice y un posible avión de hoja limpia MD-94X . Reemplazaron el motor turbofán JT8D del lado izquierdo con el GE36. Los vuelos de prueba comenzaron en mayo de 1987, [31] que demostraron la aeronavegabilidad del diseño, las características aerodinámicas y la firma de ruido. Después de las pruebas iniciales, se instaló una cabina de primera clase dentro del fuselaje trasero y se ofreció a los ejecutivos de la aerolínea la oportunidad de experimentar de primera mano el avión propulsado por UDF. Los vuelos de prueba y comercialización del avión demostrador equipado por GE concluyeron en 1988, exhibiendo una reducción del 30% en el consumo de combustible sobre el MD-80 propulsado por turbofán, cumplimiento total del ruido de la Etapa 3 y bajos niveles de ruido/vibración interior. El GE36 tendría el mismo empuje de 25.000 lbf (110 kN) del MD-92X, pero el mismo motor se reduciría a 22.000 lbf (98 kN) de empuje para el MD-91X más pequeño. El MD-80 también fue probado en vuelo con éxito en abril de 1989 con el propfan 578-DX , que era un prototipo de Allison Engine Company (en ese momento una división de General Motors ) que también se derivaba del Allison XT701 y se construyó con hélices Hamilton Standard. El programa del motor fue desarrollado conjuntamente entre Allison y otra división de United Technologies, el fabricante de motores Pratt & Whitney . A diferencia del GE36 UDF competidor, el 578-DX era bastante convencional, con una caja de cambios reductora entre la turbina LP y las palas del propfan. Debido a las caídas de los precios del combustible para aviones y al cambio de las prioridades de marketing, Douglas archivó el programa propfan más tarde ese año.
Otros anuncios de futuros aviones de pasajeros propulsados por hélice incluyeron:
Sin embargo, ninguno de estos proyectos se materializó, principalmente debido al excesivo ruido de la cabina (en comparación con los turbofán) y los bajos precios del combustible. [45] Para General Electric, el GE36 UDF estaba destinado a reemplazar al turbofán de alto bypass CFM56 que producía con su socio igualitario Snecma en su empresa conjunta CFM International . En la década de 1980, el motor inicialmente no era competitivo frente a la oferta rival de International Aero Engines , el IAE V2500 . En diciembre de 1986, el presidente de Snecma declaró que el CFM56-5S2 en desarrollo sería el último turbofán creado para la familia CFM56, y que " no tiene sentido gastar más dinero en turbofán. El UDF es el futuro". [46] Sin embargo, el V2500 tuvo problemas técnicos en 1987, y el CFM56 ganó un gran impulso de ventas. General Electric perdió el interés en que el GE36 canibalizara al CFM56, que tardó cinco años en recibir su primer pedido en 1979, y aunque "el UDF podía hacerse fiable según los estándares anteriores, los turbofán se estaban volviendo mucho, mucho mejores que eso". General Electric añadió la tecnología de palas del UDF directamente al GE90 , el motor a reacción más potente jamás producido, para el Boeing 777. [ 47]
A principios de la década de 1990, la Unión Soviética / Rusia realizó pruebas de vuelo en el Progress D-236 , un motor de hélice contrarrotante con engranajes basado en el núcleo del turbofán Progress D-36 , con ocho palas en la hélice delantera y seis palas en la hélice trasera. Un banco de pruebas fue un propulsor de hélice de 10.100 hp (7.500 kW) montado en un Ilyushin Il-76 y volado al espectáculo aéreo ILA 90 de Hannover, que estaba destinado a un avión de cuatro propulsores no identificado. [48] El D-236 voló 36 veces para un total de 70 horas de prueba de vuelo en el Il-76. [49] El otro banco de pruebas fue una unidad de 10.990 hp (8.195 kW) y 14 pies (4,2 m; 170 pulgadas; 420 cm) montada en un Yakovlev Yak-42 E-LL y volada al Salón Aeronáutico de París de 1991 , como demostración del planeado avión Yak-46 con motores gemelos propfan, [50] que en su versión base de 150 asientos tendría un alcance de 1.900 millas náuticas (2.200 millas; 3.500 km) y una velocidad de crucero de 460 nudos (530 mph; 850 km/h; 780 pies/s; 240 m/s) [51] (Mach 0,75). [52] Los soviéticos afirmaron que el D-236 tenía una eficiencia aerodinámica real del 28 por ciento y un ahorro de combustible del 30 por ciento sobre un turbohélice equivalente . También revelaron planes para motores de hélice con potencias nominales de 14.100 y 30.200 hp (10.500 y 22.500 kW). [48]
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Al igual que el Progress D-236, el motor de hélice Progress D-27 más potente es un propulsor contrarrotante con ocho palas delanteras y seis palas traseras, [52] pero el D-27 tiene palas compuestas avanzadas con una relación espesor-cuerda reducida y una curvatura más pronunciada en el borde de ataque . [53] Un motor que se lanzó en 1985, el D-27 [54] ofrece 14.000 hp (10.440 kW) de potencia con 27.000 lbf (119 kN) de empuje en el despegue. [55] Dos propulsores D-27 montados en la parte trasera propulsaron al ucraniano Antonov An-180 , que estaba programado para un primer vuelo en 1995 y una entrada en servicio en 1997. [56] En enero de 1994, Antonov lanzó el primer prototipo del avión de transporte militar An-70 , propulsado por cuatro Progress D-27 unidos a alas montadas en la parte superior del fuselaje. [55] La Fuerza Aérea Rusa realizó un pedido de 164 aviones en 2003 , que luego fue cancelado. En 2013, todavía se pensaba que el An-70 tenía un futuro prometedor como carguero. [57] Sin embargo , dado que el componente de hélice del Progress D-27 lo fabrica la rusa SPE Aerosila , el An-70 se vio obstaculizado por la guerra ruso-ucraniana . Antonov comenzó a trabajar con Turquía en 2018 para rediseñar el An-70 como un An-77 renombrado , de modo que el avión pueda cumplir con los requisitos modernos sin la participación de proveedores rusos. [58]
En la primera década del siglo XXI, el aumento de los precios del combustible para aviones aumentó el énfasis en la eficiencia del motor y la estructura del avión para reducir las emisiones, lo que renovó el interés en el concepto de propulsor para aviones comerciales más allá del Boeing 787 y el Airbus A350 XWB. Por ejemplo, Airbus patentó diseños de aeronaves con propulsores gemelos contrarrotantes montados en la parte trasera. [59] Rolls-Royce tenía los diseños de propulsor con engranajes RB.509-11 configurados en la parte trasera (empujador) y RB.509-14 configurados en la parte delantera (tractor), que producían un empuje de 15 000 a 25 000 lbf (6800 a 11 300 kgf; 67 a 111 kN) utilizando el generador de gas de su motor XG-40 [60] con 13 000 hp (9700 kW) de potencia en el eje. [61] En la década de 1980 se mostró poco entusiasta con respecto a la tecnología propfan [62], aunque desarrolló un diseño de rotor abierto que se consideró finalista para el avión de fuselaje estrecho Irkut MS-21 . [63] El motor Rolls-Royce RB3011 tendría un diámetro de aproximadamente 170 pulgadas (430 cm; 14 pies; 4,3 m) y requeriría una caja de cambios de 16 000 hp (12 000 kW) en el eje . [64]
La Comisión Europea lanzó una demostración de rotor abierto en 2008 liderada por Safran dentro del programa Clean Sky financiado con 65 millones de euros durante ocho años. Se montó un demostrador en 2015 y se probó en tierra en mayo de 2017 en su plataforma de pruebas al aire libre en Istres , con el objetivo de reducir el consumo de combustible y las emisiones de CO2 asociadas en un 30% en comparación con los turbofán CFM56 actuales . [65] Después de la finalización de las pruebas en tierra a fines de 2017, el motor de rotor abierto con engranajes de Safran había alcanzado el nivel de preparación tecnológica 5. [66] La hélice delantera de doce palas y la hélice trasera de diez palas del demostrador tenían diámetros de 13,1 y 12,5 pies (4,0 y 3,8 m; 160 y 150 pulgadas; 400 y 380 cm), respectivamente. El demostrador, basado en el núcleo del motor de combate militar Snecma M88 , utiliza hasta 12.200 caballos de fuerza (9 megavatios), proporciona un empuje de aproximadamente 22.000 lbf (100 kN) y navegaría a una velocidad de Mach 0,75. [67] El futuro motor de rotor abierto de Safran, sin embargo, tendría un diámetro máximo de casi 14,8 pies (4,50 m; 177 pulgadas; 450 cm). [68]
En 2007, el Progress D-27 fue modificado con éxito para cumplir con las regulaciones de la Etapa 4 de la Administración Federal de Aviación de los Estados Unidos (FAA), que corresponden a las normas del Capítulo 4 de la Organización de Aviación Civil Internacional (OACI). [69] Un estudio comercial de 2012 proyectó que el ruido del propfan sería de 10 a 13 decibeles más silencioso que el permitido por las regulaciones de la Etapa 4. [70] Los límites de ruido de la Etapa 5 reducen los límites en solo siete decibeles de ruido percibido efectivo ( EPNdB ), [71] dentro de la envolvente de ruido del propfan. El estudio también proyectó que los rotores abiertos serían un nueve por ciento más eficientes en el consumo de combustible, pero seguirían siendo de 10 a 12 decibeles más ruidosos que los turbofán. [70] Snecma afirmó que sus motores propfan tendrían aproximadamente los mismos niveles de ruido que su motor turbofán CFM LEAP . [72]
En 2021, CFM International anunció su programa de desarrollo de Innovación Revolucionaria para Motores Sostenibles (RISE) para producir un propulsor de hélice de una sola etapa impulsado por engranajes emparejado con estatores activos en una configuración de tracción/tractor, con pruebas de vuelo que comenzarían en 2025. Se esperaba que el rotor tuviera un diámetro de 12 a 13 pies (3,7 a 4,0 m). Se esperaba que el motor produjera entre 20 000 y 35 000 lbf (9100 a 15 900 kgf; 89 a 156 kN) de empuje, con un aumento del 20 % en la eficiencia del combustible. La empresa afirmó que su motivación era el énfasis mundial en la reducción de emisiones. El motor estaba planeado para admitir tanto hidrógeno como combustibles de aviación sostenibles . Se esperaba que el motor incluyera un núcleo compacto de alta presión y un sistema de recuperación para precalentar el aire de combustión con el calor de escape junto con compuestos de matriz cerámica en la sección caliente y aspas de ventilador compuestas moldeadas por transferencia de resina. Además del rotor, el diseño incluye un conjunto no giratorio de álabes de estator de paso variable que actúan como álabes de recuperación de flujo. El diseño aumenta la relación de presión del ventilador y reduce la carga del rotor, lo que aumenta la velocidad del aire. La etapa del ventilador será impulsada por un compresor de refuerzo de alta velocidad y una caja de cambios delantera impulsada por un eje de baja presión y alta velocidad. El motor está programado para ser certificado como un "motor integrado" en lugar de un "motor/hélice" tradicional debido a su complejidad de integración en el fuselaje. [73] CFM planeó un rotor aerodinámicamente tridimensional con 12 álabes compuestos de fibra de carbono tejida. Con la ayuda de un núcleo de motor más pequeño, el motor CFM RISE tendría una relación de derivación de 75. [74]
Los turbohélices tienen una velocidad óptima por debajo de los 390 nudos (720 km/h) [75] , porque las hélices pierden eficiencia a alta velocidad, debido a un efecto conocido como resistencia de las olas que ocurre justo por debajo de las velocidades supersónicas . Esta poderosa resistencia tiene un inicio repentino y condujo al concepto de barrera del sonido cuando se descubrió por primera vez en la década de 1940. Este efecto puede ocurrir siempre que la hélice gire lo suficientemente rápido como para que las puntas de las palas se acerquen a la velocidad del sonido.
La forma más eficaz de abordar este problema es añadir palas a la hélice, lo que le permite entregar más potencia a una velocidad de rotación menor. Por eso, muchos diseños de cazas de la Segunda Guerra Mundial comenzaron con hélices de dos o tres palas, pero al final de la guerra usaban hasta cinco palas; a medida que se modernizaban los motores, se necesitaban nuevas hélices para convertir esa potencia de manera más eficiente. Añadir palas hace que la hélice sea más difícil de equilibrar y mantener, y las palas adicionales causan pequeñas penalizaciones de rendimiento debido a problemas de resistencia y eficiencia. Pero incluso con este tipo de medidas, con el tiempo la velocidad de avance del avión combinada con la velocidad de rotación de las puntas de las palas de la hélice (conocidas en conjunto como velocidad de la punta helicoidal) volverá a dar lugar a problemas de resistencia de las olas. Para la mayoría de las aeronaves, esto ocurrirá a velocidades superiores a las 450 mph (390 nudos; 720 km/h).
En 1935, investigadores alemanes descubrieron un método para reducir la resistencia de las olas: barrer el ala hacia atrás. Hoy en día, casi todos los aviones diseñados para volar a velocidades muy superiores a 450 mph (390 nudos; 720 km/h) utilizan un ala en flecha . Dado que el interior de la hélice se mueve más lento en la dirección de rotación que el exterior, la pala se barre progresivamente más hacia el exterior, lo que da lugar a una forma curva similar a una cimitarra , una práctica que se utilizó por primera vez en 1909, en la hélice de madera de dos palas Chauvière utilizada en el Blériot XI . (En la raíz de la pala, la pala en realidad se barre hacia adelante en la dirección de rotación, para contrarrestar la torsión que se genera por las puntas de las palas barridas hacia atrás). [76] El propulsor de hélice de prueba Hamilton Standard se barría progresivamente hasta un máximo de 39 grados en las puntas de las palas, lo que permitía que el propulsor de hélice produjera empuje a pesar de que las palas tenían una velocidad de punta helicoidal de aproximadamente Mach 1,15. [77]
Las palas del GE36 UDF y del 578-DX tienen una velocidad máxima en la punta de rotación de aproximadamente 750–800 ft/s (230–240 m/s; 510–550 mph; 820–880 km/h), [78] o aproximadamente la mitad de la velocidad máxima en la punta de las palas de la hélice de un turbofán convencional. [79] Esa velocidad máxima en la punta de la pala se mantendría constante a pesar de un diámetro de hélice más ancho o más estrecho (lo que resultaría en una reducción o aumento de las RPM, respectivamente). [5]
La resistencia también se puede reducir haciendo las palas más delgadas, lo que aumenta la velocidad que las palas pueden alcanzar antes de que el aire delante de ellas se vuelva compresible y cause ondas de choque. Por ejemplo, las palas del propulsor de hélice Hamilton Standard tenían una relación espesor-cuerda que se estrechaba desde menos del 20% en la unión del cono hasta el 2% en las puntas y el 4% en la mitad de la envergadura. [77] Las palas del propulsor de hélice tenían aproximadamente la mitad de la relación espesor-cuerda de las mejores palas de hélice convencionales de la época, [80] adelgazadas hasta afilarse como una navaja en sus bordes, [14] [81] y pesaban tan solo 20 libras (9,1 kg). [82] (El motor GE36 UDF que se probó en el Boeing 727 tenía palas delanteras y traseras que pesaban 22,5 y 21,5 libras (10,2 y 9,8 kg) cada una.) [83]
Uno de los principales problemas de los motores de hélice es el ruido. Las investigaciones sobre estos motores en la década de 1980 descubrieron formas de reducir el ruido, pero a costa de una menor eficiencia de combustible, mitigando algunas de las ventajas de los motores de hélice.
Los métodos generales para reducir el ruido incluyen la reducción de las velocidades de punta y la disminución de la carga de las palas, o la cantidad de empuje por unidad de área de superficie de las palas. Un concepto similar a la carga del ala , la carga de las palas se puede reducir reduciendo el requisito de empuje o aumentando la cantidad, el ancho y/o la longitud de las palas. En el caso de los propulsores contrarrotativos, que pueden ser más ruidosos que los turbohélices o los propulsores monorrotativos, el ruido también se puede reducir mediante: [84]
Los fabricantes de motores esperan que las implementaciones de propulsores de hélice cumplan con las regulaciones de ruido de la comunidad (en contraposición a las de la cabina) sin sacrificar la ventaja de la eficiencia. Algunos piensan que los propulsores de hélice pueden potencialmente causar un menor impacto en la comunidad que los turbofán, dadas sus velocidades de rotación más bajas. Los propulsores de hélice con engranajes deberían tener una ventaja sobre los propulsores sin engranajes por la misma razón. [85]
En 2007, el Progress D-27 fue modificado para cumplir con las regulaciones de la Etapa 4 de la Administración Federal de Aviación de los Estados Unidos (FAA), que corresponden a las normas del Capítulo 4 de la Organización de Aviación Civil Internacional (OACI) y fueron adoptadas en 2006. [69] Un estudio comercial de 2012 proyectó que el ruido de la tecnología de rotor abierto existente sería de 10 a 13 decibeles más silencioso que el nivel máximo de ruido permitido por las regulaciones de la Etapa 4; [70] los límites de ruido más nuevos de la Etapa 5 (que reemplazaron las regulaciones de la Etapa 4 para aeronaves más grandes en 2018 y reflejaron el estándar de ruido del Capítulo 14 de la OACI establecido en 2014) son más restrictivos que el requisito de la Etapa 4 por solo siete decibeles de ruido percibido efectivo ( EPNdB ), [71] por lo que la tecnología actual de propfan no debería verse obstaculizada por los estándares de la Etapa 5. El estudio también proyectó que con los niveles de tecnología actuales, los rotores abiertos serían nueve por ciento más eficientes en términos de combustible, pero seguirían siendo entre 10 y 12 decibeles más ruidosos que los turbofán. [70] Sin embargo, Snecma sostiene que las pruebas de rotor abierto muestran que sus motores propfan tendrían aproximadamente los mismos niveles de ruido que su motor turbofán CFM LEAP , [72] que entró en servicio en 2016.
Se pueden lograr reducciones adicionales rediseñando la estructura de la aeronave para aislar el ruido del suelo. Por ejemplo, otro estudio estimó que si se utilizaran motores de hélice para propulsar una aeronave de fuselaje híbrido en lugar de una aeronave convencional de tubo y ala, los niveles de ruido podrían reducirse hasta en 38 EPNdB en comparación con los requisitos del Capítulo 4 de la OACI. [86] En 2007, la aerolínea de bajo coste británica easyJet presentó su concepto ecoJet, una aeronave de 150 a 250 asientos con motores de rotor abierto montados en V unidos al fuselaje trasero y protegidos por una cola en U. [87] Inició conversaciones sin éxito con Airbus, Boeing y Rolls-Royce para producir la aeronave. [88]
Un avión bimotor que transporte entre 100 y 150 pasajeros requeriría diámetros de hélice de 120 a 168 pulgadas (300 a 430 cm; 10,0 a 14,0 pies; 3,0 a 4,3 m), [77] y una hélice de 236 pulgadas (600 cm; 19,7 pies; 6,0 m) produciría teóricamente casi 60 000 lbf (270 kN) de empuje. [89] Estos tamaños logran las altas relaciones de derivación deseadas de más de 30, pero son aproximadamente el doble del diámetro de los motores turbofán de capacidad equivalente. [67] Por esta razón, los fabricantes de aviones suelen diseñar el empenaje con una configuración de cola en T para evitar que la estela turbulenta de la hélice influya negativamente en los elevadores y provoque problemas de vibración en ellos. Los hélices pueden estar unidos a la parte superior del fuselaje trasero . Para el prototipo de propulsor de hélice Rolls-Royce RB3011 , se necesitaría un pilón de aproximadamente 8,3 pies (2,54 m; 100 pulgadas; 254 cm) de largo para conectar el centro de cada motor al costado del fuselaje. [90] Si los propulsores de hélice están montados en las alas, las alas se unirían al avión en una configuración de ala alta , lo que permite una distancia al suelo sin requerir un tren de aterrizaje excesivamente largo . Para la misma cantidad de potencia o empuje producido, un propulsor sin conducto requiere aspas más cortas que un propulsor de hélice con engranajes, [91] aunque los problemas generales de instalación aún se aplican.
Los turbohélices y la mayoría de los propulsores de hélice se clasifican por la cantidad de caballos de fuerza en el eje (shp) que producen, a diferencia de los turbohélices y el tipo de propulsor de hélice UDF, que se clasifican por la cantidad de empuje que producen. La regla general es que a nivel del mar con un motor estático, 1 caballo de fuerza en el eje (750 vatios) es aproximadamente equivalente a 2 libras-fuerza (8,9 N) de empuje, pero a la altitud de crucero, eso cambia a aproximadamente 1 libra-fuerza (4,4 N) de empuje. Eso significa que dos motores de 25.000 lbf de empuje (110 kN) pueden reemplazarse teóricamente con un par de propulsores de hélice de 12.000–13.000 hp en el eje (8.900–9.700 kW) o con dos propulsores de hélice UDF de 25.000 lbf de empuje (110 kN). [5]
GE, sin embargo, insistió en que la eficiencia de los rotores abiertos disminuye a una velocidad mucho mayor. Gordon dijo que Boeing tiene los resultados de GE y los suyos propios de las pruebas en túnel de viento del UDF hasta Mach 0,9 y continúa enumerando el UDF como el motor de referencia en el 7J7 que tiene una velocidad de crucero de diseño de Mach 0,83. "Boeing no está loco", dijo a ATW.
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