Habilitação de rotor de helicóptero com motor alternativo

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DEDICATORIAS Y AGRADECIMIENTOS 
 
 
 
A mis padres; Por ser la base y esencia de 
mí persona, quienes me han brindado su 
amor y apoyo incondicionalmente, quienes 
durante toda mi vida han sido para mí, el 
mayor ejemplo a seguir, forjando mi 
inspiración de superación a cada día. 
 
A mis hermanos; Quienes son parte de mi 
pasado y de mi sangre, con quienes he 
crecido y superando todas las etapas de mi 
vida. Por ser la guía mis decisiones, ejemplos 
a seguir y en mayor parte el motor de mi 
vida. 
 
A la familia Meneses; Por haber sido la 
motivación la cual me impulsó a tomar este 
camino por la vida, facilitando con su cariño y 
apoyo el trance de una etapa muy importante. Por 
permitir acercarme y ser parte su familia, por 
complementarme y brindarme la alegría durante mi 
carrera profesional. 
 
Al IPN; Por su compromiso con el país de crear 
profesionistas, a mis profesores por la aportación 
de sus experiencias y sabiduría. A mis compañeros 
quienes impulsaron y alimentaron, mis 
conocimientos, vivencias y habilidades a lo largo de 
la carrera. 
 
Quedando en el camino; penas, alegrías, angustias, 
contratiempos, satisfacciones, nuevas personas y 
nuevas amistades, que ahora son parte de mi 
historia. 
 
Alfredo Adolfo Grey Oropeza 
 
 
 
A mis padres por la vida, por su cariño, su confianza y apoyo en cada decisión en mi camino. 
A mi abuela, quien sin su apoyo, no habría logrado llegar aquí. 
A mis hermanos por creer en mí. 
A Elsy, quien fue mi principal motivación para terminar la carrera y me ayudo a soñar con una vida mejor. 
A mis amigos, que siempre tuvieron palabras de aliento. Por su apoyo en momentos difíciles y por 
hacerme ver que mis problemas nunca fueron lo que creía. 
A todas aquellas personas con las que he compartido alguna experiencia, que con su afecto o 
indiferencia, orientaron las decisiones que me permitieron llegar aquí y ahora. 
A mis profesores por compartir su experiencia y conocimientos. 
Al IPN, por ser fuente de conocimiento, experiencia y valores que orientan el futuro de mis decisiones, 
con un fuerte compromiso hacia el país, recordando que nuestro lema "La Técnica al Servicio de la 
Patria", es desde ahora un compromiso que buscaré cumplir cabalmente en cada uno de lo proyectos 
que realizaré. 
 
Juan Carlos Orduña Rodríguez 
 
 
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RESUMEN 
 
 
Este proyecto consiste en la habilitación del rotor principal y rotor de cola del helicóptero 
AS350 mediante un motor alternativo de combustión interna; sujeto al acoplamiento del 
motor/caja principal de engranes. Mediante una rueda dentada de dos piezas que 
abraza directamente la flecha, se transmite el torque de un motor de 6.5 caballos de 
fuerza por un sistema de transmisión por cadenas, rodamientos y flecha. El motor 
alterno va situado dentro del compartimiento del sistema de rotor principal del 
helicóptero, colocado en el piso del mismo sobre unas placas de neopreno para la 
absorción de vibraciones. El motor cuenta con una inclinación de 4 grados para 
mantener paralela la transmisión por la inclinación del acoplamiento que tiene de fábrica 
el helicóptero. La puesta en marcha de dicho motor es de forma libre, esto gracias a un 
embrague centrífugo situado a la salida del motor alternativo, este embrague actúa a 
partir de las 1800 revoluciones por minuto. El objetivo principal del proyecto es hacer 
girar el rotor para su uso didáctico, facilitar las prácticas y con ello el aprendizaje del los 
alumnos de la institución. El alcance del proyecto fue en principio hacer girar el rotor a 
una velocidad mínima de 20 revoluciones por minuto. Durante las primeras puestas en 
marcha y pruebas realizadas se obtuvieron en promedio a una potencia del 75% del 
motor un aproximado de 60 revoluciones por minuto de tal forma que se aprecia con 
detalle el giro del rotor principal y del rotor de cola, superando con esto el objetivo y 
alcance inicial. 
 
 
 
 
 
 
 
 iv 
 
 
 
ABSTRAC 
 
 
This Project consist of provide rotational movement to the main and tail rotor of the 
AS350 helicopter using an alternative internal combustion engine. This attached to the 
engine/main gearbox coupling. This through a two part sprocket fitting directly into the 
coupling shaft, 6.5 horsepower and 9.1 lbs ft of torque are transmitted by chains, 
bearings and a single external shaft. This alternative engine it’s located within the 
helicopter’s main rotor system case, placed on the compartment surface over a couple 
of neoprene sheets as an anti-vibration system. The engine has been declined 4 
degrees to be parallel to the original turboshaft engine coupling. The starter system and 
the initial rotation is base on a centrifugal free wheel clutch for auto-rotation purposes, 
this clutch will activate at 1800 RPM. The project’s main target is to make spin the main 
and tail rotor to improve the knowledge of the students by school practices and using 
this helicopter as a teaching method. The initial scope of this project was to make spin 
the rotor at least 20 RPM, during the first test with only 75% of the power we met nearly 
60 RPM, based on this results, we exceeded our primary goal. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 v 
 
 
ÍNDICE 
 
 Página 
INTRODUCCIÓN vii 
OBJETIVO ix 
 
CAPÍTULO I 
PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA Y PROPUESTA DE SOLUCIÓN 
 
1.1 Antecedentes. 1 
1.2 Planteamiento del problema. 2 
1.3 Solución propuesta del problema planteado. 3 
 
CAPÍTULO II 
SISTEMA DEL ROTOR PRINCIPAL 
 
2.1 Descripción del sistema del rotor principal. 4 
2.2 Funcionamiento del rotor principal. 11 
2.2.1 Las palas. 14 
2.3 Sistema de rotor principal en el helicóptero AS 350 B. 17 
 
CAPÍTULO III 
SISTEMA DE TRANSMISIÓN PRINCIPAL. 
 
3.1 Descripción del sistema de transmisión principal. 20 
3.1.1 Funcionamiento de la transmisión principal. 20 
3.1.2 Componentes y configuración. 21 
3.2 Sistema de transmisión correspondiente al helicóptero AS 350 B. 25 
3.2.1 Sistema de suspensión de la caja de engranes. 25 
3.2.2 Acoplamiento del motor a la caja de engranes del rotor principal. 27 
 
CAPÍTULO IV 
PROPUESTA DE ADAPTACIÓN DE UN SISTEMA DE POTENCIA 
ALTERNO. 
 
4.1 Sistemas de potencia en los helicópteros. 31 
4.1.1 Sistema de potencia en el helicóptero AS 350 B. 35 
4.2 Selección de un elemento de potencia alterno. 39 
4.2.1 Motor eléctrico. 39 
4.2.2 Motor de combustión interna. 40 
4.2.3 Selección del tipo de motor. 41 
4.2.3.1 Comparación de dos motores similares en potencia y torque, 
uno eléctrico y otro de combustión interna. 
 
42 
4.3 Selección de un motor alternativo. 44 
4.3.1 Comparación entre diferentes opciones. 44 
4.3.2 Características del motor seleccionado. 45 
4.3.2.1 Justificación de selección. 46 
 vi 
 
 
 
 
CAPÍTULO V 
ADAPTACIÓN DEL SISTEMA DE POTENCIA SELECCIONADO AL 
ROTOR PRINCIPAL. 
 
5.1 Sistemas de transmisión de potencia. 48 
5.1.1 Transmisión por poleas. 49 
5.1.2 Transmisión por cadena. 50 
5.1.3 Transmisión por correa dentada. 52 
5.1.4 Selección y justificación. 53 
5.1.5 Características del elemento seleccionado. 54 
5.2 Elementos auxiliares para la transmisión de potencia por cadenas. 57 
5.2.1 Selección de elementos auxiliares de transmisión. 58 
5.2.2 Diseño y manufactura de elementos auxiliares de transmisión. 63 
5.3 Selección de la cadena y ruedas dentadas. 69 
5.3.1 Diseño y manufactura del sprocket para el eje del acoplamiento. 71 
5.4 Ensamble del sistema. 75 
5.4.1 Apriete de tornillos. 76 
5.4.2 Ensamble. 79 
5.5 Puesta en marcha del sistema. 85 
5.5.1 Arranque del motor. 85 
5.5.2 Parada del motor. 91 
5.5.3 Calculo de RPM esperadas del rotor con el sistema alterno 92 
5.5.4 Pruebas 93 
5.6 Operación del sistema. 94 
 
CAPÍTULO VI 
GUÍA MANTENIMIENTO DEL MOTOR KOHLER SH265 Y DEL 
SISTEMA DE TRANSMISIÓN DE POTENCIA. 
 
6.1 Mantenimiento del motor Kohler SH265. 96 
6.1.1 Programa de mantenimiento. 98 
6.1.2 Localizaciónde averías. 104 
6.2 Mantenimiento del sistema de transmisión. 106 
6.2.1 Lubricación de cadenas. 107 
6.2.2 Lubricación de chumaceras. 109 
 
CONCLUSIONES. 111 
PROPUESTAS DE SEGUIMIENTO DE PROYECTO. 113 
ÍNDICE FIGURAS. 114 
ÍNDICE DE TABLAS. 117 
BIBLIOGRAFÍA. 118 
CIBERGRAFÍA. 119 
ANEXOS. 120 
 
 
 
 vii
 
 
 
INTRODUCCIÓN 
 
 
En noviembre del año 2006 la SSPDF realiza la donación de un Helicóptero 
AS350B, el Cóndor 02, a la ESIME UPT, ya que el mismo finalizaba su vida operativa 
en el resguardo de la seguridad de los ciudadanos de esta capital y ahora se le permitía 
siguiera siendo útil, pero en el ramo educativo. Para que el Cóndor 02 pueda cumplir 
eficazmente con su nueva tarea, es decir, capacitar a los alumnos con conocimientos 
empíricos-prácticos y que no solo sea una pieza de museo para ser exhibida en la 
escuela, lo mejor es que en la medida de lo posible, esté pueda contar con el mayor 
número de elementos, sistemas y funciones habilitadas, ya que a su llegada al hangar 
de la ESIME la mayor parte de los sistemas tenían afectaciones mayores que impedían 
su funcionamiento. 
 
En el presente trabajo se expone el procedimiento que se siguió en la 
implementación de un sistema alterno que cumpla con la función de elemento de 
potencia para el rotor principal, en una escala práctica y didáctica, que si bien no podrá 
acercarse siquiera a las condiciones de potencia que un turborreactor puede lograr, por 
lo menos permita poner a un nivel didáctico, en acción los diversos sistemas 
relacionados directamente al sistema del rotor principal con el fin de conocer las bases 
del funcionamiento del sistema del rotor principal, de la transmisión principal y del rotor 
de cola, así como su interacción con los controles de vuelo cuando el rotor esta girando. 
 
En el capítulo 1 exponemos los motivos por el cual se decidió desarrollar este 
trabajo, atendiendo y proponiendo una solución al problema que el sistema del rotor 
principal del helicóptero AS350B se encontraba deshabilitado. 
 
 viii
 En el capítulo 2 se describe el sistema de rotor principal de los helicópteros; 
características y funcionamiento del mismo, así como el principio de sustentación para 
las aeronaves de ala móvil. Se describe también el sistema del rotor principal del 
helicóptero AS350B. 
 
En el capítulo 3 se describe el sistema de transmisión del helicóptero, el 
funcionamiento del mismo, los principales componentes que lo constituyen así como las 
posibles configuraciones de sistemas de transmisión existentes. Se describe también el 
sistema de transmisión en específico del helicóptero AS350B, su configuración y 
principales componentes que lo integran. 
 
En el capítulo 4 se expone la propuesta de la adaptación de un sistema de 
potencia alterno para proporcionar la energía mecánica que requiere el rotor para girar. 
Se describen los diferentes sistemas de potencia comúnmente usados en las aeronaves 
de ala rotativa y en específico el sistema de potencia del helicóptero AS350B. Se 
describe el principio de funcionamiento de los motores eléctricos y de combustión 
interna, la selección y justificación de uno de estos como base de funcionamiento del 
sistema alterno y finalmente las características del mismo. 
 
En el capítulo 5 se describen los diferentes sistemas de transmisión de potencia. 
Se hace la selección de uno de ellos, así mismo de los elementos y componentes 
necesarios para transmitir la energía mecánica de este sistema alterno. Se describe el 
diseño y la manufactura de los componentes necesarios para el montaje y adaptación, 
determinados en base a las características de espacio y no afectación de la estructura 
del helicóptero AS350B. Finalmente se describe el procedimiento de ensamble y 
montaje del sistema de potencia alterno al helicóptero AS350B, se especifican 
cuestiones técnicas del ensamble y funcionamiento final del sistema. 
 
 En el capítulo 6 se aborda la guía de mantenimiento tanto del sistema de 
potencia alterno del motor Kohler SH265, así como de los elementos del sistema de 
transmisión de potencia. 
 ix
 
 
 
OBJETIVO 
 
 Implementar un sistema de potencia alterno acoplado al eje de la transmisión 
principal del helicóptero AS 350 B, el cual permita el movimiento del mástil del rotor 
principal. 
 
 
Objetivos específicos: 
• Analizar el funcionamiento del rotor principal del helicóptero AS 350 B, así como 
el sistema de transmisión. 
• Seleccionar un motor alternativo que cumpla con las características de 
dimensiones, potencia y torque necesarias para hacer girar el mástil del rotor 
principal a una velocidad de 20 RPM o más. 
• Analizar y seleccionar de entre los diferentes sistemas de transmisión, el que 
más se adecue a los requerimientos de mayor transmisión de potencia, que no 
sea de un costo elevado y que permita una instalación sencilla. 
• Diseñar y fabricar una estructura para la sujeción y soporte del motor 
seleccionado así como de los sistemas de transmisión, los cuales deben cumplir 
con la condición de poder ser instalados dentro del espacio disponible en el 
compartimiento del rotor principal, sin alterar el fuselaje del helicóptero. 
 
 
 
 
 
CAPÍTULO 1 
PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA Y PROPUESTA DE SOLUCIÓN 
 
1.1 Antecedentes. 
El 18 de noviembre del 2006, a través de un convenio entre la Secretaría de 
Seguridad Pública del Distrito Federal (SSPDF) y el Instituto Politécnico Nacional (IPN), 
el agrupamiento Cóndores realiza la donación de un helicóptero AS 350 B de 
Eurocopter, el cual culminó con su vida operativa. 
 
El traslado se realizó del hangar del agrupamiento de cóndores de la SSPDF en 
el Aeropuerto Internacional de la ciudad de México hasta la Escuela Superior de 
Ingeniería Mecánica y Eléctrica de la Unidad Profesional Ticomán (ESIME UPT). La 
aeronave de 11 metros de largo y 1.5 toneladas de peso, comenzó su vida operativa en 
1980, acumulando más de dos mil horas de vuelo, su motor requiere mantenimiento 
mayor y ante esta situación la SSPDF optó por donarlo al Instituto Politécnico Nacional. 
 
El objetivo de la donación es fortalecer el aprendizaje de los alumnos de la 
ESIME Ticomán, quienes estudian la carrera de ingeniería aeronáutica a través de 
prácticas y proyectos aplicados al helicóptero, que permitan observar y entender los 
principios básicos del funcionamiento de las aeronaves de ala rotativa, así como su 
conformación y estructura. Para comprender el funcionamiento de este tipo de 
aeronaves, la escuela integra en su plan de estudio, materias donde se imparte todo lo 
referente a helicópteros. Ahora bien, para ésta como cualquier otra ingeniería, verificar 
lo aprendido en el salón de clases en la práctica permite al alumno reforzar el 
conocimiento adquirido. 
 
 
 
 2 
1.2 Planteamiento del problema. 
Como se mencionó previamente este helicóptero AS 350 B “Cóndor 02”, cumplió 
un poco más de 26 años de vida operativa y más de dos mil horas de vuelo, el motor 
requiere mantenimiento mayor, así como los diversos sistemas que conforman la 
aeronave. 
 
A su llegada al hangar de la escuela, el cóndor 02 presentaba severas 
afectaciones en sus principales sistemas: eléctrico, hidráulico y por supuesto el motor 
en su condición dejaba al sistema del rotor principal y de transmisión inoperativos. 
 
Los alumnos y alumnas han realizado diversos proyectos y prácticas para 
mejorar la condición de este helicóptero, aplicando la teoría aprendida a lo largo de la 
carrera. Entre los proyectos realizados se tienen: 
• Habilitación del sistema eléctrico. 
• Incorporación de un sistema auxiliar para la habilitación del sistema hidráulico. 
• La incorporación de un motor alternativo al eje de la transmisión principal para 
hacer girar el rotor. 
 
Sin embargo este último proyecto, hubo que ser retirado debido a que por las 
características de algunos elementos (el motor porejemplo, requiere mantenimiento 
correctivo ya que durante el periodo que estuvo en funcionamiento sufrió algunas 
averías) y la forma de su ensamble e incorporación al fuselaje del helicóptero, generaba 
algunos problemas en cuanto al mantenimiento del mismo y del helicóptero. Fue 
retirado y no se ha vuelto a instalar a fin de primero corregir los problemas que 
presenta. Además éste sistema auxiliar sólo permite, ya en funcionamiento, alcanzar 
una velocidad angular de aproximadamente 10 RPM del rotor. 
 
 
 
 
 3 
El problema planteado es, que el sistema de la transmisión y del rotor son 
disfuncionales debido a que el motor turboeje del helicóptero no funciona y el proyecto 
para acondicionar estos sistemas a un nivel operativo didáctico y de enseñanza no 
alcanza niveles deseados para su funcionamiento, ahora está deshabilitado y 
desinstalado y requiere adecuaciones para mejorar su desempeño. 
 
1.3 Solución propuesta del problema planteado. 
La propuesta es acondicionar el sistema del rotor principal a fin de adecuarlo 
como un modelo didáctico para prácticas y aprendizaje de los alumnos, así como a los 
sistemas directamente relacionados (el sistema de transmisión y del rotor de cola 
específicamente), se pretende adaptar un motor alternativo al eje del acoplamiento de la 
transmisión al rotor principal que tenga un mejor desempeño en comparación con el 
proyecto anterior, para inducir la rotación del cubo rotor y palas del helicóptero AS 350B 
“Cóndor 02”. 
 
El alcance al que se pretende llegar es lograr el giro del rotor principal y que éste 
sea cuando menos de 20 RPM, llevando a cabo la selección de un motor adecuado, la 
puesta en marcha de dicho motor, la adaptación al sistema del rotor principal del 
helicóptero AS 350 B a través de la selección, diseño, fabricación y montaje de una 
estructura a fin de soporte del motor y de los elementos necesarios para la transmisión 
de la potencia entregada por el motor. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 4 
 
 
CAPÍTULO 2 
ROTOR PRINCIPAL 
 
2.1 Descripción del sistema de rotor principal. 
 El sistema de rotor principal es la parte más importante del Helicóptero (en primer 
instancia por que define a este tipo de aeronaves, del tipo ala rotativa), por que es el 
encargado de proveer el movimiento rotativo a las palas de tal forma que se produzca la 
fuerza aerodinámica necesaria para sustentar y mantener la aeronave en el aire, 
además de que en él, están ubicados los sistemas de control, lo que permite su 
desplazamiento en cualquier dirección, capacidad única de estas aeronaves. 
 
 En general el sistema rotor puede clasificarse como: 
• Completamente articulado 
• Semirrígido o balancín 
• Rígido 
 
 
 
 Rotor completamente articulado . El Sistema de rotor completamente articulado 
suele ser empleado comúnmente cuando hay tres o más palas y está diseñado para 
que por medio de articulaciones, permita 3 tipos de movimientos de las palas: de aleteo 
(flapping), torcimiento (feathering) y atraso (lagging); dichos movimientos pueden ser 
independientes en cada una de las palas. La variación y distribución del levantamiento, 
Figura 2.1 Clasificación de los rotores de acuerdo al tipo de acoplamiento de las palas. 
 5 
la resistencia al avance, el giro de las palas producen un continuo esfuerzo el cual, 
puede fatigar el material hasta llegar a un punto de falla. La primer noción que se tiene 
de un rotor articulado, fue gracias a Juan de la Cierva1, que si bien no tenía relación 
directa con el helicóptero, la adaptación de articulaciones en la raíz de las palas en su 
autogiro C4 en 1922, sirvió para el posterior desarrollo y empleo de este sistema. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 Cada pala está unida al cubo o núcleo 
rotor por medio de una articulación horizontal, 
conocida como articulación de batimiento o 
aleteo, ésta permite que las palas se puedan 
mover hacia arriba y hacia abajo de manera 
independiente. 
 
 
1 Juan de la Cierva y Codorníu. Murcia, 21 de Septiem bre de 1895 - 9 de Diciembre de 1936; aeropuerto d e 
Croydon, Londres-Inglaterra. 
Figura 2.2 Componentes principales de un rotor completamente articulado. 
Figura 2.3 Ejemplo de rotor articulado. 
Figura 2.4 Movimiento de aleteo de la pala. 
 6 
 Por medio de una articulación vertical, llamada articulación de atraso, se 
permiten a las palas movimientos hacia atrás o hacia adelante en el disco rotor. 
Normalmente se incorporan amortiguadores en el diseño de este tipo de sistema rotor 
para prevenir el excesivo movimiento sobre la articulación de atraso. El propósito de la 
articulación de atraso y de los 
amortiguadores es absorber la 
aceleración y desaceleración de las 
palas. 
 
 
 
Las palas de un rotor 
completamente articulado también 
pueden torcerse y girar alrededor de su 
eje longitudinal, en términos sencillos, 
este movimiento media el cambio de 
ángulo de paso en las palas del rotor. 
 
 Rotor semirrígido. Un sistema rotor semirrígido permite dos movimientos, aleteo 
y torcimiento. Este sistema generalmente consta de dos palas las cuales están unidas 
rígidamente al cubo. El cubo a su vez, está 
unido al mástil rotor por medio de una 
articulación elastomérica fabricada de 
materiales compuestos, la cual permite el 
libre movimiento de las palas. El torcimiento 
está dado por una articulación de 
torcimiento. 
 
Figura 2.5 Movimiento de arrastre de la pala. 
Figura 2.6 Movimiento de torcimiento. 
Figura 2.7 Rotor semirrígido del Bell 412. 
 7 
 Rotor rígido. Este sistema es mecánicamente simple, pero estructuralmente 
complejo. Las cargas originadas sobre las 
palas deben ser absorbidas por flexión más 
que por las articulaciones. En el rotor rígido 
las palas no tienen movimiento de aleteo ni 
de atraso, sólo de torcimiento. 
 
 Otra forma de clasificar a los rotores 
es de acuerdo al número de los mismos y a 
su disposición. Habitualmente se consideran 
dos tipos de rotor en un helicóptero: 
• El rotor principal simple 
• El rotor principal dual 
 
 El más común de estos es la configuración simple que consta de un rotor 
principal, el cual es de eje rotacional vertical y de un rotor de cola como sistema 
antitorque, el cual es de eje de rotación horizontal. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Figura 2.8 Rotor rígido. 
Figura 2.9 Helicóptero en configuración simple. 
 8 
Sistema antitorque. Todos los helicópteros con un sistema de rotor principal sencillo, 
requieren de un rotor separado para contrarrestar el torque producido por el rotor 
principal. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 El Objetivo del sistema antitorque es mantener el eje longitudinal del helicóptero 
en una dirección controlada, esto debido a que el giro de las palas genera una reacción 
en sentido contrario del fuselaje, el cual se compensa con un sistema antitorque 
produciendo un empuje lateral. El rotor de cola debe ser de paso variable, ya que es 
necesario variar el empuje del sistema antitorque para mantener el control direccional 
cada vez que el torque del motor principal cambia o realiza grandes movimientos de 
guiñada. 
 
 Además del sistema 
antitorque convencional del rotor de 
cola, es posible distinguir otros 2 
tipos de sistemas antitorque 
actualmente usados: Fenestron y 
NOTAR. El sistema tipo Fenestron 
también llamado “ventilador de cola”, 
consta de una serie de palas 
Figura 2.10 Funcionamiento del sistema antitorque. 
Figura 2.11 Rotor de cola convencional y Fenestron (der.). 
 9 
rotativas situadas dentro de un empenaje vertical. Debido a que las palas están 
situadas dentro de un ducto, el riesgo de contacto con cualquier objeto es menor, lo que 
brinda mayor seguridad durante su operación. 
 
 El sistema NOTAR (No Tail Rotor) es un 
sistema antitorque alternativo. En principio, utiliza una 
masa de aire de baja presión la cuales inducida 
dentro del botalón por un ventilador montado en el 
helicóptero. El aire es alimentado a través de ranuras 
horizontales, situadas en el lado derecho del botalón 
y hacia una boquilla giratoria que proporciona el 
control direccional y la fuerza antitorque. El aire a 
Figura 2.12 Sistema NOTAR. 1. Toma de aire. 2. Ventilador de paso variable. 3. Botalón de cola 
con aberturas Coanda. 4. Estabilizadores verticales. 5. Chorro impulsor directo. 6. Deflexión 
descendente. 7. Sección del botalón de cola, efecto Coanda. 8. Empuje antipar. 
Figura 2.13 Helicóptero MD 520N con 
sistema antitorque NOTAR. 
 10 
baja presión proveniente de las de ranuras horizontales, en conjunto con la estela del 
rotor principal, originan un fenómeno llamado efecto Coanda[22], por el cual se produce 
una fuerza de levantamiento en el lado derecho del botalón. 
 
 Para las configuraciones duales del rotor principal se consideran las siguientes, 
todas éstas representadas en la fig. 2.13: 
a) Configuración de rotor Tándem; dos rotores giran en dirección opuesta. Estos rotores 
están usualmente sincronizados por medio del sistema de transmisión lo cual permite 
tener una flecha de transmisión sólo un poco más larga que alguna de las palas. 
b) Configuración de lado a lado (side by side), esta configuración es una alternativa de 
la configuración tándem, la cual fue 
considerada una mejora debido a 
sus ventajas aerodinámicas en el 
vuelo hacia adelante, ya que el área 
de levantamiento tiene una mayor 
relación de aspecto. La desventaja 
de esta configuración es la gran 
área frontal que se obtenía debido a 
la estructura que se requiere para 
ubicar los rotores lado a lado, y con 
ello, la resistencia al avance. 
c) La configuración de rotores 
síncronos fue una variante en busca 
de la solución del side by side, en el cual se tienen los dos rotores más cercanos 
reduciendo el área frontal y transmitiendo la rotación contraria en la misma caja de 
reducción. Los planos de los rotores estaban inclinados cierto ángulo de tal forma que la 
pala pasara por encima del otro rotor. 
 
2 El efecto Coanda fue descubierto en1930 por el rumano Henri-Marie Coanda (1885-1972). El observo que en 
una máquina de vapor, el aire (o un líquido de otro tipo) que sale de una boquilla tiende a seguir una 
superficie curva cercana, si la curvatura de la superficie o el ángulo de la superficie, con la corriente no es 
demasiado fuerte. Por Jean-Louis Naudin, creado el 26 de septiembre de 1999 - Laboratorios JLN - Última 
actualización 04 de abril 2006, recuperado el 19 de febrero de 2011 de 
http://translate.google.com.mx/translate?hl=es&langpair=en|es&u=http://jnaudin.free.fr/html/coanda.htm 
Figura2.14 Diferentes configuraciones para rotores de 
sistema dual. 
 11 
Figura 2.16 Movimientos de acuerdo al control de vuelo 
empleado 
d) El último enfoque de esta configuración es el rotor coaxial. En éste se sitúan dos 
rotores concéntricos uno arriba de otro en una flecha común, giran en sentido contrario, 
reduciendo con esto las interacciones de control. La ventaja de estas configuraciones 
es la ausencia de un rotor de cola, reduciendo sus dimensiones; la desventaja es el 
peso mayor y el difícil control en guiñada. 
 
 
2.2 Funcionamiento del rotor principal. 
El rotor principal provee el control total del movimiento del helicóptero en vuelo, 
usándose como tracción a demás de medio de sustentación. De esta forma es posible 
lograr que el helicóptero se pueda mantener en el aire en situación estacionaria (Hover), 
así como para ascender, descender, traslaciones hacia delante y hacia atrás, hacia los 
lados o en cualquier otra dirección. Esto 
se consigue mediante un mecanismo 
complejo que hace variar el ángulo de 
incidencia de las palas así como el 
plano imaginario de rotación. 
 
 
 
 
Figura 2.15 Ejemplos de helicópteros con sistema de rotor dual. De izquierda a derecha MI24 
(tándem), MI12 (side by side), H43 HUSKI (rotores síncronos), KAMOV KA52 (rotor coaxial). 
 12 
Por medio del control colectivo 
posible cambiar el ángulo de paso en las 
palas, dicho cambio es igual en todas las 
palas, sin importar la posición en la que se 
encuentre el plano rotor y se utiliza para 
variar la magnitud del empuje. El control 
de paso cíclico cambia el paso de cada 
pala en función de la posición de ésta en 
el plano de rotación. La combinación de 
ambos controles permite el desarrollo de 
todas las condiciones de vuelo posibles en 
un helicóptero. 
 
En la fig. 2.17 es posible observar 
un diagrama de los principales elementos 
actuadotes de los sistemas de controles 
en el rotor principal. 
 
 El control del colectivo y cíclico 
gobiernan los movimientos de la palas por 
medio del conjunto del plato oscilante 
sobre el mástil del rotor, uno para cada 
conjunto de control. El diseño y 
construcción de los dos conjuntos es 
similar pero no idéntico, a pesar de que 
cumplen la misma función. Cada conjunto 
de plato oscilante consiste primeramente 
de un anillo interior y un anillo exterior con 
dos rodamientos de bolas de una hilera 
entre los anillos. Cada conjunto de plato 
oscilante es soportado en dos ejes por un anillo balancín de modo que su plano de 
Figura 2.17 Diagrama de los controles del rotor 
principal. 1. Elevador central. 2. Deflector de aire. 3. 
Varilla superior de freno rotor. 4. Unión superior de 
cabeceo. 5. Caja de alojamiento del pivote de freno. 6. 
Conjunto del plato oscilante superior. 7. Brazo de paso 
de incidencia de freno inferior. 8. Varilla inferior de 
freno del rotor. 9. Unión inferior de cabeceo. 10. 
Conjunto del plato oscilante inferior. 11. Cubo 
inferior del rotor. 12. Conjunto del reductor de 
turbulencia y tijeras inferiores. 13. Conjunto varilla 
de control del plato oscilante. 14. Conjunto del 
reductor de turbulencia y tijeras superiores. 15. 
Conjunto superior del plato oscilante. 16. Articulación 
del actuador del freno inferior. 
 13 
rotación continua se desplaza longitudinal y lateralmente. El anillo balancín para el 
conjunto de plato oscilante inferior gira sobre un soporte que está adaptado para un 
movimiento axial pero no rotativo. Este movimiento axial es inducido por la palanca del 
control colectivo que también restringe interiormente al plato oscilante contra la rotación. 
El anillo interior del plato oscilante está provisto con dos extensiones bifurcadas: una 
detrás del centro, y otra en ángulo recto a la izquierda. Cada bifurcación está conectada 
a una serie independiente de pernos y palancas, que controlan la deflexión del plano de 
rotación del anillo exterior del plato oscilante a través del anillo no giratorio interior. La 
rotación es transmitida al anillo exterior del plato oscilante, a la misma velocidad del 
rotor, por la unión de las tijeras aseguradas a un adaptador, que es la clave del soporte 
del rotor. 
 
El conjunto del plato oscilante superior es montado en balancín sobre un soporte, 
sobre el que se desliza y rota con un buje, que está estriado sobre la parte inferior del 
eje del rotor. Por lo tanto, la velocidad relativa entre los anillos interior y exterior es el 
doble de la velocidad del rotor. Cuatro articulaciones, separadas a 90 grados, unen al 
anillo exterior del plato oscilante inferior con el anillo interior del plato oscilante superior 
para que el mismo movimiento axial e inclinación sea impartido a los dos platos 
oscilantes simultáneamente. 
 
El control colectivo determina el empuje (levantamiento) determinado por la 
velocidad del rotor, éste es controlado por el movimiento del plato oscilante axialmente 
sobre el mástil del rotor que causa que todas las palas roten por igual cada una sobre 
Figura 2.18 Condiciones de vuelo para la combinación de los controles cíclico y colectivo. 
 14 
su eje de torcimiento. El basculamiento del plato es causado por el controlcíclico sobre 
cada una de las palas cuando están en rotación. Desde los actuadores se controlan las 
palas en 90 grados, la continua variación del paso sobre cada pala causa que el disco 
rotor se incline en correspondencia con la inclinación del conjunto del plato oscilante. La 
inclinación longitudinal y lateral se pueden combinar para dirigir el vuelo en cualquier 
dirección sin ningún cambio sobre el fuselaje. 
 
2.2.1 Las palas. Las palas de un helicóptero son los equivalentes perfiles alares 
de un aeronave de ala fija, éstas a diferencia de aquellas, están en constante 
movimiento rotatorio de tal forma que producen un viento relativo sobre su superficie a 
altas velocidades. Con el giro del rotor principal y la forma aerodinámica de las 
secciones de pala se genera la fuerza vertical de sustentación, debido a las elevadas 
revoluciones que el rotor principal alcanza, se consigue un flujo de aire hacia abajo 
llamado downwash el cual tiene una gran velocidad y es producido de mayor forma al 
aumentar el ángulo de paso de las palas. 
 
Las palas de los helicópteros son características a diferencia de los perfiles 
alares por su alta relación de envergadura con respecto a la cuerda. De un lado éstas 
se sujetan al rotor principal en la parte de que su perfil es más robusto, donde se van 
extendiendo por curvas de corrección hasta constituir en la totalidad del perfil. 
 
El torcimiento en una pala tiene como objetivo el generar mayor fuerza de 
levantamiento, además es necesario porque la velocidad rotacional aumenta hacia la 
punta de la pala. 
Figura 2.19 Flujo de aire sobre las palas en rotación y downwash. 
 15 
De forma general las palas constan de los siguientes elementos: 
• Contrapesos, su función es el balanceo y equilibrado de fábrica. 
• Bujes de sujeción, su función es mantener la pala sujeta al rotor. 
• Compensadores Aerodinámicos, su función es balancear y calibrar de forma 
aerodinámica el plano virtual de rotación y la resultante aerodinámica. 
 
 Materiales de la pala. El revestimiento externo puede estar basado en fibra de 
vidrio y/o fibra de carbono. Suele ser habitual aplicar protecciones anticorrosión, tales 
como láminas de acero inoxidable a lo largo del borde de ataque de la pala. En 
ocasiones, las palas incorporan punteras en los extremos con borde de ataque 
metalizado (niquelización), donde se encuentran los contrapesos. 
 
 Aerodinámica de las palas. Originalmente, se emplearon perfiles simétricos 
bastante robustos en las palas del rotor, tanto principal como rotor de cola, debido a las 
necesidades estructurales de la pala, así como, para permitir una fabricación más 
asequible de las palas. Los requerimientos de esta configuración son de una pala 
estable; esta estabilidad se logra debido a que el centro de presión se mantiene 
prácticamente inmóvil a pesar de los cambios de ángulo de ataque. 
 
 En medida que se fue mejorando 
la tecnología, los medios de fabricación 
y materiales, se llegó a la utilización de 
perfiles asimétricos en el rotor principal, 
el cual proporciona un aumento en los 
posibles valores de ángulo de ataque, 
evitando que a bajos ángulos el perfil 
entre en pérdida. Además los perfiles 
asimétricos permiten una mejora en la eficiencia del vuelo en hover y del vuelo en 
crucero, esto se logra, al reducir la resistencia en la pala, así como, los momentos de 
cabeceo inestables; además que el torcimiento y las cargas que afectan al control de 
vuelo se reducen al mínimo. 
Figura 2.20 Perfiles empleados para la construcción de 
palas. 
 16 
 Los perfiles asimétricos que se utilizan hoy en día son más delgados y la rigidez 
se obtiene en cuanto a las propiedades de su material compuesto. La inestabilidad que 
originalmente se encontraba en estos perfiles se corrige cuando en estado operativo la 
pala se tuerce y cambia el ángulo de ataque, produciendo los mismos efectos de un 
perfil simétrico, este efecto se conoce como reflexión. La ventaja que presenta utilizar 
este tipo de perfiles en el sistema rotor es que permita que el sistema opere a mayores 
velocidades de traslación. Una de las razones por las cuales un perfil asimétrico genera 
inestabilidad es porque el centro de presión cambia cuando cambia el ángulo de 
ataque. 
 
 Cuando en el centro de presión la fuerza del levantamiento está detrás del punto 
pivote sobre una pala del rotor, tiende a causar que el ángulo de paso en el disco rotor 
Figura 2.21 Fuerzas aerodinámicas sobre el perfil de una pala durante el vuelo de avance. 
 17 
aumente. Cuando el ángulo de ataque aumenta, el centro de presión se mueve hacia el 
frente, y si éste queda delante del punto pivote el ángulo de paso del disco rotor 
disminuye. Debido a este continuo cambio en el ángulo de ataque en las palas durante 
cada ciclo de rotación, en las palas se genera batimiento, torcimiento y atraso de 
manera considerable. 
 
 
2.3 Sistema de rotor principal en el helicóptero AS 350 B. 
El sistema de rotor principal del helicóptero AS A350 B está compuesto por un 
solo rotor principal semirrígido. Las partes que lo conforman son: 
(1) Palas 
(2) Cubo rotor 
(3) Mástil 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Figura 2.22 Cubo rotor principal AS 350 B. 
 18 
Palas. Cada pala está formada por un perfil NACA 0012 de 30cm de cuerda y 
4.677m de envergadura y construida de materiales compuestos. Contiene una lámina 
de acero en el borde de ataque. Consta de dos secciones de compensadores 
aerodinámicos y de contrapesos en la punta. 
Cubo rotor. El componente básico del cubo rotor es la estrella con 3 brazos 
flexibles en dirección al aleteo llamada Starflex. En ésta se sujetan de forma rígida las 
palas por medio de articulaciones. Esta estrella desempeña la función de absorber las 
fuerzas de aleteo, arrastre y cambio de paso sin la necesidad del empleo de baleros. 
Figura 2.23 Perfiles empleados en el diseño de la pala del AS 350 B. 
Figura 2.24 Starflex, funcionamiento y su ensamble en el cubo rotor. 
 19 
Las articulaciones de la estrella deben a su vez transmitir las cargas centrífugas 
de las palas a la parte rígida en el centro de ésta. Para este propósito, se han puesto 
acoplamientos flexibles entre la articulación de la pala y el brazo de la estrella. Este 
elemento tiene las siguientes ventajas: prácticamente libre de mantenimiento, diseño 
modo a prueba de fallos por el uso de material compuesto, diseño modular con todas 
las partes atornilladas para el fácil reemplazo de elementos críticos y bajo peso (55kg). 
 
Mástil. El mástil está sujeto a la transmisión, proporciona el giro al cubo rotor y 
es su principal soporte ya que éste es el que está sujeto al fuselaje por medio de las 
barras suspensoras. 
 
Los componentes principales del Mástil son: 
• Eje del rotor 
• Plato universal 
• Carcasa de Ensamble 
• Barras suspensoras 
 
 
Figura 2.25 Principales componentes del mástil del helicóptero AS 350 B. 
 20 
 
 
 
CAPÍTULO 3 
SISTEMA DE TRANSMISIÓN PRINCIPAL 
 
3.1 Descripción del sistema de transmisión principa l. 
3.1.1 Funcionamiento de la transmisión principal. El rotor del helicóptero 
provee el levantamiento y la propulsión en su totalidad; es un actuador que convierte el 
poder de la flecha en empuje. La función primaria del sistema de transmisión es lograr 
este objetivo, recibir el giro y torque de la flecha del motor y transformarlo en empuje 
por medio del rotor. 
 
Las funciones secundarias del sistema de transmisión son: proveer el giro al rotor 
de cola, accionar subsistemas indispensables como bombas hidráulicas y generadores. 
En algunos helicópteros el sistema de transmisión también provee el giro a ventiladores 
de enfriamiento. 
 
Velocidades de rotación. Generalmente los rotores principales de la mayoría de 
los helicópteros operan en un rango aproximado de las 200 a las 600 RPM, lo cual es 
relativamente menor a las RPM que opera unmotor de pistón, las cuales están en 
promedio a 3000 RPM; teniendo noción de esto, el sistema de transmisión es el 
encargado de llevar a acabo esta reducción. Un motor de turbina tiene aún más RPM, 
éstas están por encima de las 6000 RPM lo cual, la relación de reducción para el rotor 
principal está en orden de 10:1 hasta 20:1. En helicópteros de gran tamaño, la relación 
de reducción es aún mayor y esto en medida que los propósitos operacionales sean 
mas demandantes, tales como turbinas dobles, o bien más de dos motores, va 
generando que el sistema de transmisión tenga que ser cada vez más complejo. 
 
El rotor de cola usualmente tiene la velocidad en punta de pala similar a la 
velocidad en punta de pala del rotor principal, lo cual requiere de unas revoluciones por 
 21 
minuto entre las RPM del motor y las RPM del rotor. En un helicóptero ligero, el sistema 
de transmisión puede tener dos etapas de reducción, la primera etapa reducirá las RPM 
del motor a unas RPM aproximadas del rotor de cola, y la segunda etapa reducirá las 
RPM del rotor de cola a las revoluciones del rotor principal. La caja de reducción del 
rotor de cola contiene un par de engranes cónicos para reflectar el sentido de rotación 
90º como se muestra en la fig. 3.1. 
 
Esta reducción es usualmente cercana a 10:1, pero alguna variación es posible. 
En el desarrollo, las RPM del rotor de cola pueden cambiar en orden de obtener 
diferentes compromisos entre ruido y empuje disponible. Esto se logra cambiando la 
relación de giro en la caja de engranes. Mientras más largo sea el botalón de cola, la 
distancia del rotor de cola será mayor y por consecuente habrá un descenso en las 
RPM, el rotor, requerirá de menores RPM, pero de mayor torque; ya que éste 
incrementa desproporcionalmente con la distancia, lo cual puede delimitar la distancia 
máxima a la que se deberá colocar el rotor de cola. 
 
3.1.2 Componentes y configuración. Embrague (Clutch ) de auto-rotación. 
Uno de los componentes más importantes del sistema de transmisión es el embrague 
de auto-rotación que permite el giro del rotor aún cuando el motor falla. En la mayoría 
de las ocasiones se cuenta también con un freno de rotor para parar a éste rápidamente 
después del aterrizaje. En motores de pistón generalmente se requiere de un sistema 
de arranque el cual esta incorporado al sistema de transmisión, en motores de turbina 
Figura 3.1 Configuración típica de transmisión de potencia con un motor de pistón. 
 22 
libre no se requiere este componente, pero en motores con turbina doble sin un sistema 
UPA (Unidad de potencia auxiliar), se coloca este embrague extra de arranque para 
permitir que un motor corra sin necesidad de girar el rotor y la otra turbina. 
 
En la fig. 3.2 se muestra la 
construcción interna de un embrague de 
auto-rotación. En él hay dos partes 
cilíndricas, la del lado exterior es típicamente 
accionada por el motor, mientras que la 
interior esta sujeta al sistema de transmisión. 
En medio de estos se encuentran una serie 
de “sprags” o bien espreas (muecas de metal 
con forma de hueso canino), las cuales están 
situadas en la carrera inferior del cilindro del 
motor y la carrera exterior del cilindro del 
sistema de transmisión, posicionadas a 
presión en unas guías de metal; estas 
espreas son ligeramente asimétricas, de tal 
modo, que si éstas giran en un sentido incrementa la presión en las paredes de los 
cilindros y viceversa. El sentido de giro donde las espreas aumentan su presión lateral 
está determinado por el giro en el cual se quiere transmitir la potencia, de esta forma en 
determinado momento que la fase atada al motor deja de girar, las espreas dejarán de 
ejercer presión y la fase del sistema de transmisión girará libremente. La precisión de 
este componente tiene que ser de alto desempeño, de tal manera que aún 
transmitiendo el máximo torque, las espreas lo transmitan sin ser ceder a este esfuerzo. 
La función del embrague es completamente automatizada, pero cabe mencionar que se 
tiene que revisar periódicamente su correcto funcionamiento después de determinado 
tiempo vuelo. El embregue también nos permite tener el motor en marcha lenta sin 
necesidad de tener girando el rotor. 
Figura 3.2 Embrague de auto-rotación o de 
rueda libre. 
 23 
Cajas de engranes. Las cajas de engranes o de reducción incorporan otra serie 
de detalles, por ejemplo, considerando una caja de reducción de una relación 2:1. Dos 
engranes de 40 y 20 dientes, esto 
significa que un diente del engrane 
menor tocará en una revolución 2 
dientes del engrane mayor, el cual 
sufriría de un doble desgaste, y más 
aún, se presentan irregularidades 
cuando se usan relaciones complejas, 
como 40 y 21 dientes, por esta razón 
las cajas de reducción usan relaciones 
simples. 
 
La caja de reducción de engranes 
planetarios es muy popular debido a que se 
puede construir con muy poco peso en 
relación al torque que maneja. El sistema es 
complejo pero muy eficiente, ya que las cargas 
de torsión se reparten entre el número total de 
engranes dentro del sistema. Esto hace a la 
caja de reducción planetaria ideal para la fase 
final de la transmisión del rotor ya que aquí el 
torque es máximo. Debido al contacto de metal 
con metal, un sistema de lubricación a presión 
es indispensable para poder mantener 
operativo y confiable la caja de reducción. 
 
El sistema de transmisión requiere de 
una forma de disipar el calor que la fricción del 
aceite produce. Ya sea con aletas de 
Figura 3.3 Configuración típica de una caja de reducción 
planetaria. 
Figura 3.4 Caja de reducción de engranes 
planetarios. 1. Engrane del generador. 2. 
Engrane inferior del eje del rotor. 3. Engrane 
superior del eje del rotor. 4. Tubo del pistón de 
freno. 5. Primera etapa del piñón. 6. Eje de la 
canilla. 7. Primera etapa del engranaje. 8. 
Segunda etapa del piñón. 9. Varilla servo del eje 
impulsor. 10. Embrague de rueda libre. 11. Eje 
de baja del rotor. 12. Eje de alta del rotor. 
 24 
enfriamiento o bien en helicópteros muy grandes requieren de sistema de enfriado del 
aceite, radiador, bomba de aceite y ventilador. Es vital tener el uso adecuado de aceite 
en la caja de reducción, por lo cual, la temperatura 
es usualmente en todas las configuraciones 
censada y visible desde la cabina del piloto. Se 
requiere un nivel de aceite de cristal para poder ser 
visible desde el exterior. Algunas máquinas están 
diseñadas para operar periodos cortos de tiempo 
aún habiendo perdido todo el aceite. 
 
Configuraciones. Los helicópteros con 
rotores dobles tienen una gran ventaja en cuanto al 
sistema de transmisión, el torque requerido es 
menor y la relación de giro es más pequeña, 
obteniendo aún RPM mayores a las de un rotor 
sencillo. Esto se debe a que el contar con dos 
rotores, el área de disco requerida es menor y con 
ello, el radio de pala. 
 
Al contar con menores relaciones de giro, la caja de engranes es más sencilla y 
con ello el peso de un sistema de transmisión de un helicóptero de rotor dual aún 
teniendo dos cajas de reducción es menor al de un helicóptero con rotor sencillo con las 
mismas especificaciones. 
 
Hay dos posibles configuraciones en el sistema de transmisión. La primera es 
aquella en la cual el rotor es acoplado directamente a la flecha de salida del sistema de 
transmisión, de tal forma que el empuje del rotor y el peso del helicóptero están 
soportados por los baleros de soporte del sistema de transmisión. La otra posible 
configuración es cuando el rotor está sujeto a una estructura llamada cubo del rotor, en 
este caso, el sistema de transmisión sólo provee el torque quedando libre de las cargas 
de vuelo. 
Figura 3.5 Arriba caja de reducción del 
helicóptero Sycamore. Abajo la caja de 
engranes planetarios del CH-D47. 
 25 
Es una ventaja el transferir todos los esfuerzos y cargas de vuelo al cubo rotor,el 
sistema de transmisión es estable y en dado caso de reemplazo se puede realizar sin 
necesidad de remover el rotor. 
 
Sistemas de transmisión de motores múltiples. Hay muchas razones por las 
cuales se instala más de un motor en un helicóptero, la principal es debido al 
incremento de potencia, pero claramente está sólo se obtiene si se usan todos los 
motores al mismo tiempo. Otra razón es el aumento de la seguridad, en caso de que un 
motor falle, otros seguirán produciendo empuje. Otra razón podría ser en aumentar la 
autonomía, la capacidad de carga entre otras. 
 
La razón mas importante por la cuales se tienen motores múltiples es por 
seguridad. Regulaciones como las del país de Estados Unidos, no permiten hoy en día 
tener helicópteros de un solo motor volando sobre áreas pobladas aún con auto-
rotación. 
 
En la práctica, el helicóptero sólo requiere de toda la potencia en periodos muy 
cortos de tiempo, al despegar con carga máxima de peso, y al aterrizar en un lugar muy 
alto o muy cálido. Para el resto de las condiciones de vuelo los motores dobles 
únicamente trabajarán a la mitad de su potencia o menos. 
 
 
3.2 Sistema de transmisión correspondiente al helic óptero AS 350 B. 
3.2.1Sistema de suspensión de la caja de engranes. La caja de engranes del 
rotor principal soporta el compartimiento del mástil del rotor sobre el cual está montado 
el eje de transmisión del motor. El eje de transmisión del rotor transmite cargas 
horizontales y verticales de forma cíclica y periódica hacia la caja de engranes del rotor 
principal. Si la caja de engranes fuera anclada de forma rígida al piso de la transmisión, 
esta vibración sería transmitida a la estructura del helicóptero. La solución para evitar 
esto, consiste en insertar una suspensión flexible entre la caja de transmisión y la 
 26 
estructura del helicóptero para así absorber la mayor parte de las vibraciones. Se dice 
que estos sistemas filtran las vibraciones. 
 
El ensamble principal entre el rotor y la caja de transmisión es de esta forma 
asegurada a la estructura del helicóptero por dos puntos: 
1. Hacia el mástil del rotor por 4 barras 
rígidas que transmiten el levantamiento hacia 
el fuselaje. 
2. Sobre la caja de engranes del rotor 
principal por medio de una suspensión flexible 
entre la parte baja de la caja de engranajes y 
el fuselaje. La suspensión absorbe entonces 
las fuerzas Fx, Fy, los momentos Mx, My y el 
torque del rotor principal. 
 
La caja de engranes del rotor principal está suspendida como un péndulo y oscila 
alrededor del punto O (donde las 4 barras de suspensión se intersecan). 
 
Las vibraciones son absorbidas radialmente por pads que se deforman ante el 
esfuerzo cortante. El elemento básico 
de una suspensión flexible es un pad 
cilíndrico y laminado que consiste en un 
conjunto de discos pegados de goma 
delgada y discos de aleación ligera (a 
en la fig. 3.8). Un extremo de cada uno 
de los 4 pads laminados está pegado a 
la caja de engranajes del rotor principal, 
y la otra a la estructura del helicóptero 
(b en la fig. 3.8). El torque de giro del 
rotor principal es transmitido hacia los pads por medio de compresión (c en la fig. 3.8). 
Dos pads laminados (L1, L2) reaccionan de acuerdo al esfuerzo de las cargas Fx, My a 
Figura 3.6 Sistema de suspensión de la caja de 
engranes. 
Figura 3.7 Sistema de pads de vibración. 
 27 
lo largo del eje longitudinal. Los Otros dos pads (l1, l2) reaccionan de acuerdo al 
esfuerzo de las cargas Fy, Mx actuando a lo largo del eje lateral. 
 
Los 4 pads laminados reaccionan hacia el torque de giro del rotor principal (CR) 
en compresión. Los dos pares de pads laminados son unidos por un miembro cruzado 
(T), el cual cierra el patrón de carga y está cargado casi totalmente en tensión. Este tipo 
de suspensión es llamada “bidireccional” debido a que actúa sobre el eje longitudinal y 
los ejes laterales. 
 
3.2.2 Acoplamiento del motor con la caja de engrane s del rotor principal. El 
acoplamiento entre el motor y la caja de engranes del motor principal comprende de lo 
siguiente: 
Figura 3.8 Reacción de los pads al torque. 
 28 
• Una carcasa fijada a la caja de engranes principal y un acople conector de 
pestaña fijado al motor. 
• Un anillo balancín unido a la carcasa y al acople de pestaña. 
• El eje de transmisión que transmite el torque del motor hacia la caja de 
engranes del rotor principal por medio del engrane cónico. 
 
La caja de engranes del rotor principal está montada sobre una suspensión 
flexible y está sujeta a oscilaciones de baja amplitud durante el vuelo. 
 
El propósito de la conexión del acople anillo balancín-acople de pestaña es: 
• Mantener constantes la distancia entre la caja de engranes del rotor 
principal y el motor. 
• Alinear el eje de transmisión con el piñón de entrada o engrane cónico. 
• Absorber el sobregiro del torque del motor. En estas condiciones, la flecha 
sólo transmite el torque del motor. 
 
Acoplamiento flexible del eje de transmisión. El acoplamiento flexible (de tipo 
“flector”) se deforma para absorber las pequeñas desalineaciones entre el eje de 
transmisión del motor y la caja de engranes del rotor principal durante la mayor potencia 
al despegue. 
 
Figura 3.9 Acoplamiento flexible. 
 29 
Los acoples flexibles son sometidos a grandes cargas, así que no sólo deben 
transmitir el torque del motor sino también deformarse en caso de una mala alineación. 
 
Ya que esta deformación es repetitiva con cada revolución del eje, los 
acoplamientos son sometidos a esfuerzos de fatiga cíclicos y por lo tanto deben ser 
revisados regularmente. Sin embargo, son diseñados para ser seguros contra cualquier 
falla y se deterioran muy gradualmente. 
 
Caja de reducción de la caja de engranes. En el helicóptero AS 350 B la caja 
de reducción está conformada por un sistema de engranes planetarios. El conjunto se 
divide en tres secciones intercambiables. Para el primer módulo corresponde el engrane 
Figura 3.10 Ensamble del acoplamiento del motor a la MGB. 
 30 
solar y los engranes planetarios. El segundo módulo corresponde al engrane principal y 
la flecha de transmisión. Por último el tercer módulo es el correspondiente a la 
transmisión de los sistemas auxiliares, en este caso la bomba de aceite. El engrane 
solar dirige a los engranes planetarios, los cuales rotan sobre el engrane estacionario y 
llevan el plato planetario así como al eje del motor a 394 RPM. Para el AS 350 B 
inicialmente la flecha de transmisión del motor mueve un piñón de 17 dientes a 6125 
RPM sobre el engrane principal de 61 dientes, así la proporción de transmisión es: 
 
61 / 17 = 3.59 
 6125 RPM / 3.59 = 1707 RPM 
 
De aquí el engrane solar lleva una velocidad de entrada de 1707 RPM. Este 
engrane tiene 30 dientes transmitiendo al anillo estacionario de 100 dientes por medio 
de cada engrane planetario de 30 dientes. Por lo tanto la proporción de transmisión 
será: 
(30 + 100) / 30 = 4.33 
1707 RPM / 4.33 = 394 RPM 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Figura 3.11 Ensamble del sistema de reducción 
de la caja de engranes del AS 350 B. 
Figura 3.12 Segunda etapa de reducción 
por engranes planetarios. 
 31 
 
 
 
CAPÍTULO 4 
PROPUESTA DE ADAPTACIÓN DE UN SISTEMA DE POTENCIA A LTERNO 
 
4.1 Sistema de potencia convencional del helicópter o. 
 Una fuente de poder convencional de un helicóptero debe básicamente cumplir 
con el requisito de proporcionar la potencia y giro necesario a la flecha del rotor bajo un 
razonable tamaño, peso y consumo de combustible del motor. Por ello esta fuente de 
poder es generalmente una máquina de combustión interna; ya sea de pistón o una 
turbina. A lo largo de la historia se ha intentado implementar también motores cohete, 
ramjets o bien turbojets directamente a la flecha, con el propósito de eliminar la reaccióndel torque y reducir el peso. 
 
 Todos los motores de combustión interna obtienen su energía mediante la 
combustión de una mezcla de aire y combustible. Al aumentar la temperatura causa el 
trabajo mediante una expansión; en la práctica se puede obtener mayor potencia si 
únicamente el aire es comprimido antes de iniciar la combustión. Los motores 
turborreactores han dominado por mucho tiempo como la fuente de poder ideal de un 
helicóptero, la ventaja de estos es la gran relación de potencia contra el peso. Esto se 
debe a la misma simplicidad de este motor; la compresión del aire y la extracción de 
potencia de la flecha se efectúan rápidamente mediante una serie de alabes girando a 
causa de fuerzas aerodinámicas. La desventaja de estos motores es la cantidad de 
partes que pueden estar sometidas a muy altos esfuerzos y el alto costo de producción 
y mantenimiento. 
 
 A diferencia de la energía que se requiere para mantener girando los alabes del 
turborreactor, un motor de pistón requiere mucho menos energía para comprimir aire, lo 
cual hace este motor parcialmente más eficiente. El motor de pistón al ser recíproco 
neutraliza de modo más simple los esfuerzos. La desventaja que existe es que las RPM 
 32 
se ven limitadas por el tamaño del pistón; pistones muy pequeños pueden alcanzar 
hasta 25000 RPM y producen una gran potencia en relación al peso; 
desafortunadamente no es posible escalar esto, ya que aumentan exponencialmente 
los esfuerzos. Otra restricción del motor alternativo, es que la potencia es proporcional a 
la cantidad de carga o mezcla que puede ser admitida por el cilindro, aumentando el 
volumen del cilindro, aumenta el tamaño de las válvulas, del cigüeñal, árbol de levas, 
etc., y con ello el tamaño total del motor, lo cual hace más sencillo usar un mayor 
número de cilindros a tener cilindros muy grandes. De esta forma para producir mucha 
potencia se requiere de una gran cantidad de cilindros lo cual dificulta el sistema de 
inducción, el sistema de escape, el sistema de enfriamiento y con ello la confiabilidad 
del propio motor. 
 
 Alrededor de 400-500 kW, la selección de una turbina o un motor de pistón está 
bajo casi las mismas condiciones, tomando en cuenta que el motor de pistón compensa 
el peso con mejor eficiencia. Mayor al rango de potencia anteriormente mencionado, la 
turbina es la opción más confiable. En resultado, el diseño de un helicóptero se ha 
llevado a dos campos: Helicópteros muy grandes que usan dos o tres turbinas y 
teniendo cubos rotores que soportan grandes cargas debido a la potencia disponible. O 
bien, helicópteros pequeños de motor alternativo los cuales tienen cubos rotores más 
sencillos debido a las bajas cargas en éste. Entre estos extremos existen algunas 
variaciones, un helicóptero pequeño de una sola turbina no puede usar un cubo rotor de 
altas cargas ya que tiene que ser diseñado en base a una buena auto-rotación. 
 
 Desafortunadamente el uso del motor alternativo en la aviación se ha visto 
estancado desde el lanzamiento de los motores de turbina, es por ello que el desarrollo 
y mejoramiento de los motores alternativos se ha llevado a cabo en el sector automotriz. 
Sin embargo, la consideración de motores alternativos en la aviación ha renacido y 
nuevas generaciones de motores alternativos han dado a los diseñadores de 
helicópteros una mejor solución en helicópteros ligeros. La principal limitación de estos 
motores es el consumo de combustible, en un automóvil el peso y cantidad de 
combustible es relativamente muy poco con respecto al peso total del automóvil, en el 
 33 
helicóptero el peso del combustible está limitado por el empuje máximo que requiere el 
rotor al despegue. A partir de esto, el uso de los motores alternativos en la aviación se 
verá aumentando a medida que la eficiencia en el consumo de combustible mejora. 
 
 Instalación de un motor de pistón. La fig. 4.1 muestra la configuración típica de 
cómo se sitúa el motor y la transmisión en un helicóptero ligero. La mayoría de los 
helicópteros ligeros usan sistemas de enfriamiento a base de aire y la posición del 
cigüeñal debe ser prácticamente horizontal o paralela a la flecha. La configuración más 
usada son motores de 4 cilindros horizontalmente opuestos. A la salida del motor se 
instala un ventilador de enfriamiento y el sistema de transmisión a la flecha mediante 
polea-banda. El flujo de aire del ventilador es direccionado para que pase 
proporcionalmente igual flujo sobre la cabeza de los cilindros. 
 
 El torque proporcionado en estos cilindros no es uniforme, debido a que el poder 
se genera en la expansión de cada uno de ellos, lo cual hace necesario tener cierta 
flexibilidad en el sistema de transmisión. 
 
 Al usar esta configuración hay que tener en cuenta lo siguiente: 
• Una transmisión flexible y lo suficientemente fuerte para manejar el torque. 
• El uso de componentes y sistemas anti-vibración para filtrar los impulsos del 
motor. 
• El uso de banda o cadena reforzada y una tensión adecuada. 
 
Figura 4.1 Configuración típica de un helicóptero ligero con planta motriz de un motor alternativo. 
 34 
 Instalación de un motor de turbina. La implementación de este motor se puede 
dar de las siguientes dos formas: 
 
 En la primera (Fig. 4.2) hay sólo un ensamble de rotación y éste es integral con la 
salida de la flecha. En esta configuración no se requiere un embrague para el arranque 
ya que el arrancador gira con la turbina y con el rotor. 
 La otra configuración (Fig. 4.3) mas recomendada, es el uso de dos turbinas, la 
primera genera la potencia para hacer girar el compresor y la segunda desarrolla la 
potencia conducida a la flecha para sustentar el helicóptero. Motores de este tipo son 
llamados motores de turbina libre ya que no hay una conexión mecánica entre la 
primera parte del motor usándose esencialmente como un generador de gas, y la 
segunda parte del motor transforma la energía del gas en la potencia de la flecha. El 
generador de gas puede girar con el arrancador aún cuando la turbina libre está 
detenida por el freno del rotor, por lo tanto el motor puede ser encendido sin necesidad 
de girar el rotor. Si el freno es liberado y la potencia incrementa el rotor empezará a 
girar suavemente. La turbina libre tiene también la ventaja de poder detener el rotor sin 
Figura 4.2 Configuración típica de un helicóptero ligero de una sola turbina. 
 35 
necesidad de detener también el motor y al poner la turbina en modo ralentí, se produce 
únicamente un mínimo de torque. Cada turbina tiene su propio embrague de un sólo 
sentido, fallando un motor el otro sigue proporcionado potencia al helicóptero y el rotor 
de cola está directamente conectado a la transmisión. 
 
 4.1.1 Sistema de potencia 
en el helicóptero AS350B. El motor 
montado en el helicóptero AS 350 B 
corresponde a un turboeje marca 
Turbomeca modelo Arriel 1B. Las 
principales características de este 
motor se presentan a continuación 
en la tabla siguiente. 
 
 
 
Figura 4.3 Configuración de un helicóptero con dos turbinas. 
 
Figura 4.4 Modelo escala real del motor Turbomeca Arriel 
1B. 
 36 
 
 La configuración del motor es de turbina libre, ya que tiene una flecha para las 2 
etapas de turbina de generador de gas totalmente independiente a la flecha de la 
segunda etapa de turbina libre. Consta de una sola etapa de compresor axial, seguido 
de otra etapa sencilla de compresor centrífugo, la cámara de combustión es de tipo 
anular. 
 
 Tiene también un Gobernador de velocidad, el cual mantiene la turbina libre a 
RPM constantes sin importar las condiciones de vuelo. De esta forma el poder 
transmitido depende únicamente del torque del motor, por lo cual el torque del motor es 
medido por medio de un torquímetro. 
 
 El motor Arriel es propio de un diseño modular, el cual significa que los 
componentes principales pueden serinspeccionados y reemplazados sin la necesidad 
de mandar todo el motor a fábrica. 
 
 Este motor no cuenta con un sistema de embrague pero si de un sistema de 
rueda libre, el cual permite la auto-rotación del rotor. 
 
 El sistema de enfriamiento de aceite del motor consta básicamente de un 
ventilador eléctrico, un intercambiador de calor y de un tanque de aceite externo. 
 
Tabla 1 Especificaciones del motor turboeje Arriel 1B. 
 37 
 Mediante este sistema son lubricados y enfriados los baleros y engranes del 
motor, el aceite está presurizado, el objetivo es mantener una temperatura adecuada en 
el aceite para mantener sus propiedades. 
 
Figura 4.5 Esquema básico del motor en el helicóptero AS350B. 
 
Figura 4.6 Sistema de enfriamiento de aceite del motor Arriel. 
 38 
 Instalación del motor Arriel 1B. Ver Figura 4.7. El motor es instalado en un 
compartimiento antifuego, el frente de éste se acopla al sistema de transmisión 
principal. La parte trasera va acoplada a una estructura en el techo del helicóptero 
mediante un par de abrazaderas de seguridad lo suficientemente reforzadas para 
soportar el torque del motor. El tubo de la flecha descansa en la zona marcada (1) y es 
asegurado el torque por unas abrazaderas horizontales (2), mismas que a la vez 
descansan sobre unos amortiguadores de material plástico (4) para absorber las 
vibraciones que se presentan sobre la flecha, el componente (3) es un simple 
recubrimiento de los amortiguadores. 
Figura 4.7 Principales componentes de la instalación del motor Arriel 1B en el helicóptero AS 350 B. 
 39 
4.2 Selección de un elemento de potencia alterno. 
 Partiendo del objetivo principal de hacer girar el rotor del helicóptero AS 350 B se 
determinaron como posibles elementos de potencia alternos, el uso de dos tipos de 
motores; un motor eléctrico o un motor alternativo de combustión interna. A 
continuación se analizará cual sería el motor adecuado para este proyecto. 
 
 4.2.1 Motor eléctrico. Un motor eléctrico es una máquina eléctrica que 
transforma energía eléctrica en energía mecánica por medio de interacciones 
electromagnéticas. Algunos de los motores eléctricos son reversibles, otros pueden 
transformar energía mecánica en energía eléctrica funcionando como generadores. Los 
motores eléctricos de tracción usados en locomotoras realizan a menudo ambas tareas, 
si se los equipa con frenos regenerativos. 
 Son ampliamente utilizados en instalaciones industriales, comerciales y 
particulares. Pueden funcionar conectados a una red de suministro eléctrico o a 
baterías. 
 Se pueden encontrar dos tipos principales: Motores CA (corriente alterna) y 
motores CD (corriente directa). 
 Principio de funcionamiento. Los motores de corriente alterna y los de 
corriente directa se basan en el 
mismo principio de funcionamiento, 
el cual establece que si un conductor 
por el que circula una corriente 
eléctrica se encuentra dentro de la 
acción de un campo magnético, éste 
tiende a desplazarse 
perpendicularmente a las líneas de 
acción del campo magnético. Ver 
Fig. 4.8. Figura 4.8 Principio de funcionamiento del motor eléctrico. 
 40 
 El conductor tiende a funcionar como un electroimán debido a la corriente 
eléctrica que circula por el mismo, adquiriendo de está manera propiedades 
magnéticas, que provocan, debido a la interacción con los polos ubicados en el estator, 
el movimiento circular que se observa en el rotor del motor. 
 Partiendo del hecho de que cuando pasa corriente por un conductor produce un 
campo magnético, cuando se coloca dentro de la acción de un campo magnético 
potente, el producto de la interacción de ambos campos magnéticos hace que el 
conductor tienda a desplazarse produciendo así la energía mecánica. Dicha energía es 
comunicada al exterior mediante un dispositivo llamado flecha. 
 4.2.2 Motor de combustión interna. Un motor de combustión interna es un tipo 
de máquina que obtiene energía mecánica directamente de la energía química de un 
combustible que arde dentro de una cámara de combustión. Su nombre se debe a que 
dicha combustión se produce dentro de la máquina en sí misma. Hay muchos varios 
tipos de motores de combustión interna, entre ellos el Diesel, Ciclo Otto, Rotatorio 
(Wankel) o bien turbinas de gas. Para fines prácticos se atenderá únicamente al motor 
de ciclo Otto, debido a que son los más comunes de encontrar. 
 El principio de 
funcionamiento del motor 
convencional del tipo Otto es de 
cuatro tiempos (4T), es decir, 
cada 4 tiempos se obtiene un 
ciclo de trabajo. El rendimiento 
térmico de los motores Otto 
modernos se ve limitado por 
varios factores, entre otros la 
pérdida de energía por la fricción 
y la refrigeración. 
 
Figura 4.9 Los 4 ciclos del un M. C. I. de ciclo Otto. 
 41 
 La termodinámica nos dice que el rendimiento de un motor alternativo depende 
en primera aproximación del grado de compresión. Esta relación suele ser de 8:1 o 10:1 
en la mayoría de los motores Otto modernos. Se pueden utilizar proporciones mayores, 
como 12:1, aumentando así la eficiencia del motor, pero este diseño requiere la 
utilización de combustibles de alto índice de octano para evitar el fenómeno de la 
detonación, que puede producir graves daños en el motor. La eficiencia o rendimiento 
medio de un buen motor Otto es de un 20 a un 25%: sólo la cuarta parte de la energía 
calorífica se transforma en energía mecánica. 
 
 4.2.3 Selección del tipo de motor. Para la selección del tipo de motor adecuado 
para este proyecto es necesario identificar las principales características y 
especificaciones que deberá cumplir dicho motor. 
 
• La principal limitante es el espacio. Motor y sistema de transmisión deberán 
adaptarse a un espacio reducido y no uniforme, en este caso dentro del 
compartimiento del rotor principal. Por ello es necesario un motor de dimensiones 
reducidas. 
• El motor debe ser capaz de transmitir el torque y potencia necesarios para, en un 
principio, pueda vencer la inercia del mástil rotor y de los demás sistemas 
acoplados, en este caso, los elementos del acoplamiento del motor/MGB y el 
rotor de cola. Por lo tanto es necesario un motor de dimensiones reducidas y que 
genere una potencia adecuada. 
• El peso del motor es importante, ya que tendrá que ser fijado al piso del 
compartimiento del rotor principal, el cual no fue diseñado para soportar ese tipo 
de cargas, por lo que deberá buscarse que el motor seleccionado sea lo mas 
ligero posible. 
• El precio es otra razón importante, debido a que este proyecto es costeado 
totalmente por los alumnos, con el propósito de que no quede inconcluso por 
falta de presupuesto y que éste, además será el elemento más caro, se busca 
que cumpla con los requerimientos anteriores al menor costo posible. 
 42 
 4.2.3.1 Comparación de dos motores similares en pot encia y torque, uno 
eléctrico y otro de combustión interna. Como se mencionó anteriormente, la principal 
limitante es el espacio disponible. El mismo corresponde a un volumen irregular dentro 
del compartimiento del rotor principal de forma trapezoidal con las siguientes 
características dimensionales aproximadas [33]: 
• Base mayor del trapezoide de 500 x 1100mm. 
• Base menor del trapezoide de 350 x 600mm. 
• Altura de 450mm. 
 
 Por este motivo se 
buscarán dos motores que se 
adapten al límite dimensional 
disponible; del motor que más se 
aproxime serán tomadas las 
características de potencia, 
torque, peso y precio. 
Posteriormente se buscará un 
motor de su contraparte que sea 
similar en potencia, ya que es el 
segundo factor de importancia, y 
se compararan dichas características. De esta manera se determinará cual es el motor 
más adecuado para este proyecto. 
 
 En el mercado nacional se seleccionaron dos de las marcas más reconocidas, 
Honda para el caso del motor de combustión interna y Siemens para el motoreléctrico. 
 
 El motor que más se acerca a las dimensiones adecuadas para el espacio 
disponible sin excederlas es el motor GX200 de 5.5 hp de honda y por su contraparte el 
motor eléctrico modelo GP10-184T de Siemens. 
 
3 Estas medidas sólo son aproximaciones de los claros sobre el piso del compartimiento del rotor principal. 
Figura 4.10 Detalle del espacio disponible para la colocación del 
sistema. 
 43 
 Aquí la tabla de la comparativa de características de los motores en relación a la 
potencia máxima entregada. 
 
 Como se puede observar, el motor GX200 en proporción a la potencia máxima 
de salida, dispone un mayor torque, además que resulta más ligero que el motor 
eléctrico. 
 
 Se determinó que el motor que se usará para este proyecto será un motor de 
combustión interna, de principio por el cumplimiento de los requerimientos iniciales para 
la selección y de segunda instancia por que es independiente de algún sistema 
adicional. No en el caso de un motor eléctrico que está limitado a siempre estar cerca a 
una fuente de energía eléctrica. 
 
 
 
 
 
 
Tabla 2 Comparación de motores, uno de combustión interna y otro eléctrico, en base a la potencia de salida. 
 
 44 
4.3 Selección de un motor alternativo. 
 4.3.1 Comparación entre distintas opciones. Dentro de la gran variedad de 
motores que actualmente se encuentran en el mercado, muchas marcas de motores 
fabrican su serie de producto en cuanto a especificaciones estándares, principalmente a 
la potencia. Existen muchos fabricantes de motores de este tipo, como Honda, B&S, 
Kohler, y muchas otras marcas más. 
 
 La diferencia entre ellos tomando en cuenta la potencia de los motores no es 
significativa, ya que las configuraciones de fabricación son similares en todas. La 
diferencia notable es en cuanto al precio y prestigio de la marca. Siendo que la 
selección se baso en su mayor parte en el precio del motor. 
 
 Fueron comparados dos motores similares en base del tamaño, que es la 
principal limitante para este proyecto, así como la justificación del motor elegido. 
 
 
 
Tabla 3 Comparativa de dos motores de combustión interna de similares características y en base al tamaño. 
 45 
 4.3.2 Características del motor seleccionado. El motor seleccionado como 
sistema de potencia alterno, es un motor alternativo marca Kohler, el modelo es 
Courage SH265. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 Estos motores son fabricados con múltiples objetivos de uso. 
 
 El motor consta de un cilindro de 196 cc trabajando bajo el ciclo termodinámico 
Otto o bien de 4 tiempos. El combustible del motor es gasolina convencional de 86 
octanos, la posición del cilindro es de un ángulo aproximado de 25° con respecto a la 
flecha. La flecha de salida consta de un diámetro de 3/4 de pulgada y es de material de 
hierro fundido y está posicionada de forma horizontal. El bloque del motor es de 
aluminio y el sistema de enfriamiento es base de aire por medio de alteas disipadoras 
de calor. 
 
Figura 4.11 Motor Kohler Courage SH265. 
Tabla 4 Especificaciones técnicas del motor Kohler Courage SH265. 
 46 
 4.3.2.1 Justificación de selección. De acuerdo a los objetivos y restricciones 
que se tienen en el proyecto, la principal limitación es el espacio dimensional para 
ubicar el motor dentro del compartimiento del rotor principal. El tamaño en los motores 
es proporcional a su potencia, de esta forma un motor por arriba de los 10hp tiene 
dimensiones tales que no se podía adaptar en el espacio disponible dentro del 
compartimiento del rotor principal del helicóptero AS 350 B. 
 
 Es por ello que el motor de 6.5 hp se encuentra dentro de los límites 
dimensionales y puede ser ubicado sin mayor problema dentro del helicóptero. 
 
 Dimensionado: 
 
 
Figura 4.12 Vista superior y dimensionada en mm (in) del motor Kohler SH265. 
 47 
 
 El mantenimiento de este motor es prácticamente sencillo. Principalmente como 
cualquier motor alternativo de gasolina, tiene que ser periódicamente inspeccionado y 
reemplazar componentes como el aceite de lubricación, filtro de aire, bujía, etc. La 
operación del motor es muy básica, consta de un acelerador, una palanca de corte de 
combustible, un ahogador de combustible y un switch interruptor de chispa. 
 
 
 
 
 
 
Figura 4.13 Vista lateral y dimensionada en mm (in) del motor Kohler SH265. 
 48 
 
 
 
CAPÍTULO 5 
ADAPTACIÓN DEL SISTEMA DE POTENCIA SELECCIONADO AL ROTOR PRINCIPAL 
 
5.1 Sistemas de transmisión de potencia. 
 Se denomina sistema de transmisión de potencia al mecanismo encargado de 
transmitir potencia entre dos o más elementos dentro de una máquina. 
 
 Existen diversos mecanismos empleados en la transmisión de potencia, 
considerando entre los más usuales: poleas, cadenas, engranes y acoplamiento entre 
ejes. 
 
 Los sistemas de engranes y acoplamiento entre ejes, son sistemas que permiten 
una transmisión de potencia muy grande y con un excepcional rendimiento (para 
engranes se determina de un mínimo de 98%). Sin embargo los requerimientos de 
diseño y montaje son más rigurosos, de aquellos llamados elementos flexibles. Por otra 
parte el costo de estos sistemas resulta muy elevado para ser considerado para este 
proyecto, además que no se requiere cumplir expectativas de rendimiento tan elevadas. 
Considerando lo anterior, no será necesario abordar a detalle el sistema de engranes y 
de acoplamiento entre ejes. 
 
Figura 5.1 Diferentes sistemas de transmisión de potencia. 
 49 
 Las transmisiones flexibles tienen propiedades que en ocasiones resultan 
ventajosas: absorben vibraciones y choques de los cuales transmiten sólo un mínimo al 
eje conectado; son adecuadas para distancia entre centros relativamente grandes; son 
silenciosas y, cuando están correctamente conservadas pueden ser proyectadas para 
tener larga vida útil sin averías. 
 
 5.1.1 Transmisión por poleas. Las transmisiones por polea o también llamada 
por correa, en su forma más sencilla, consta de una cinta colocada con tensión en dos 
poleas: una conductora y otra conducida. Al moverse la cinta (correa) trasmite energía 
desde la polea motriz a la polea movida por medio del rozamiento que surge entre la 
correa y las poleas. 
 
 Durante la transmisión del 
movimiento, en un régimen de velocidad 
uniforme, el momento producido por las 
fuerzas de rozamiento en las poleas (en 
el contacto correa-polea) será igual al 
momento motriz en el árbol conductor y al 
del momento resistivo en el árbol 
conducido. Cuanto mayor sea el tensado, 
el ángulo de contacto entre polea y 
correa, y el coeficiente de rozamiento, 
tanto mayor será la carga que puede ser trasmitida por el accionamiento de correas y 
poleas. 
 
 La transmisión por correa clasifica dentro de las transmisiones mecánicas con 
movimiento de rotación que emplean como fundamento básico, la transmisión por 
rozamiento con un enlace flexible entre el elemento motriz y el movido. Esta 
particularidad le permite algunas ventajas que posibilitan recomendar las transmisiones 
por correas en usos específicos, como son: 
Figura 5.2 Elementos de transmisión por polea. 
 50 
• Posibilidad de unir el árbol conductor al conducido a distancias relativamente 
grandes. 
• Funcionamiento suave, sin choques y silencioso. 
• Facilidad de ser empleada como un fusible mecánico, debido a que presenta una 
carga límite de transmisión, valor que de ser superado produce el patinaje 
(resbalamiento) entre la correa y la polea. 
• Diseño sencillo. 
• Costo inicial de adquisición o producción relativamente bajo. 
 
 Las desventajas principales de la transmisión por correa, que limitan su empleo 
en ciertos mecanismos y accionamientos son: 
• Grandes cargas sobre los árboles y apoyos, y por consiguiente considerables 
pérdidas de potencia por fricción. 
• Grandes dimensiones exteriores.