Revista Científica de Ingeniería, Industria y Arquitectura
Vol.9, Núm.17 (ene-jun 2026) ISSN: 2737-6451
Cita sugerida: Illaquize, R., & Paredes-Mera, F. (2026). Estudio de la
distorsión térmica en el proceso de fabricación de hélices. Revista Científica
FINIBUS – Ingeniería, Industria y Arquitectura, 9(17), 139-150.
https://doi.org/10.56124/finibus.v9i17.012
DOI: https://doi.org/10.56124/finibus.v9i17.012
Recibido: 11-04-2025 Revisado: 20-09-2025
Aceptado: 10-10-2025 Publicado: 01-01-2026
Artículo original
Estudio de la distorsión térmica en el proceso de
fabricación de hélices
Rosa Illaquize [1]
- Francisco Paredes-Mera [1]
[1] Facultad de Ingeniería, Industria y Arquitectura. Universidad Laica Eloy Alfaro de Manabí (ULEAM). Manta, Ecuador.
Autor para correspondencia: francisco.parades@uleam.edu.ec
Resumen
El enfriamiento después de la fundición de la hélice, a menudo se acompaña de deformaciones geométricas y errores causados
por la corrección manual. Para hélices con geometría compleja, las ligeras diferencias pueden afectar el rendimiento de la
hélice. En esta investigación se estudió la deformación térmica durante el proceso de fundición y se simula una corrección
geométrica, con el objetivo de estudiar un método de predicción de la deformación térmica. Esta predicción de la deformación
de la geometría puede utilizarse para ajustar la geometría fabricada y eliminar el proceso manual. Con este estudio se logró
establecer que la deformación será diferente cuando la superficie de la hélice tenga diferentes coeficientes de intercambio de
calor. Esto significa que, para el problema de enfriamiento y predicción de la deformación, se debe considerar la tasa de cambio
de temperatura en diferentes lugares con el tiempo.
Palabras Clave: hélices; deformación térmica; fundición; simulación.
Article
Study of thermal distortion in the propeller manufacturing process
Abstract
Cooling after propeller casting is often accompanied by geometric deformations and errors caused by manual correction. For
propellers with complex geometry, slight differences may affect propeller performance. In this research, thermal deformation
during the casting process was studied and a geometric correction was simulated, with the aim of studying a method for
predicting thermal deformation. This geometry deformation prediction can be used to fine-tune the manufactured geometry and
eliminate the manual process. With this study it was established that the deformation will be different when the surface of the
propeller has different heat exchange coefficients. This means that for the cooling and deformation prediction problem, the rate
of temperature change at different locations with time must be considered.
Keywords: propellers; thermal deformation; casting; simulation.
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1. Introducción
Durante el proceso de fabricación de las hélices marinas, el
método Sand-Casting se utiliza a menudo para fabricar
hélices más grandes o hélices a medida. El método de
fundición a la cera perdida se utiliza generalmente para la
fundición de hélices de precisión, especialmente para hélices
de tamaño pequeño y mediano (menos de 700 mm) Rante et
al. (2019).
Los errores geométricos debidos a la fundición y el corte a
máquina a menudo resultan en defectos de desempeño; por
lo tanto, normalmente es necesario un ajuste manual para
corregir este problema y, por lo tanto, disminuye la
eficiencia de fabricación (Márquez, 2014). A medida que se
mejoran los métodos de diseño de hélices, la consistencia
entre la geometría de diseño y la geometría fabricada se
vuelve cada vez más importante.
En esta investigación se estudiará la deformación térmica
durante el proceso de fundición y se simula una corrección
geométrica. El propósito es desarrollar un método de
predicción de la deformación térmica. La predicción de la
deformación de la geometría puede así utilizarse para ajustar
la geometría fabricada y eliminar el proceso manual. Se
prevé que la calidad de los productos pueda mejorarse y el
coste puede reducirse mediante este método de predicción.
Debido a ello se analiza primero la deformación térmica, y
para este análisis se utiliza el software comercial ANSYS. A
continuación, se calcula la geometría inversa y se utiliza un
programa de desarrollo propio en este cálculo. El modelado
de la hélice y las condiciones de contorno se estudiarán en la
tesis, y se demostrarán con varios ejemplos. Finalmente se
establecerá un método de corrección de geometría a través
de la predicción de deformación y cálculos de geometría
inversa.
2. Background
menudo se acompaña de deformaciones geométricas y
errores causados por la corrección manual. Según Babu et al.
(2021), para hélices con geometría compleja, las ligeras
diferencias pueden afectar el rendimiento de la hélice.
En el diseño de hélices primero se hace un modelo
“positivo”, una versión de la hélice hecha con cera. Para
garantizar la precisión geométrica de la hélice después de la
fundición, debemos considerar la expansión térmica del
patrón de cera (o cualquier otro material), la contracción del
metal durante el moldeado, la posible deformación causada
por el enfriamiento y la corrección manual en el método de
fundición de precisión a la cera perdida.
En este estudio, el análisis de deformación térmica se realiza
sin considerar la influencia del flujo del molde y el molde de
arena. En la actualidad, debido a la evolución del cálculo y
la tecnología experimental, la precisión del diseño de la
hélice es cada vez mayor, pero si el extremo de fabricación
no puede cooperar, no importa cuán sofisticado sea el diseño,
no se revelará. El control de la precisión de fabricación se
puede dividir básicamente en los siguientes puntos clave:
1) Coherencia en la definición de la geometría de la hélice
2) Proceso de fundición
3) Mecanizado en torno
Al analizar e integrar las consideraciones de los tres puntos
anteriores, nos enfocamos en discutir la deformación térmica
generada después del enfriamiento del moldeado de la
hélice, prediciéndola y ajustando los parámetros de diseño
de la hélice, con la esperanza de corregir la cantidad de
deformación durante el diseño del molde. El propósito es
hacer que el final de la fabricación sea consistente con el
diseñador, a fin de reducir el desperdicio de mano de obra y
tiempo causado por las correcciones posteriores a la
fundición, así como la incertidumbre de la calidad de los
resultados, aumentar la eficiencia de fabricación de
fundición de precisión, y mejorar relativamente la
competitividad de los productos.
Para ello en esta investigación, el software de generación de
redes GRIDGEN y el software de análisis de elementos
finitos ANSYS se combinan para llevar a cabo una
simulación de acoplamiento termo sólido, observar la
posible deformación y la concentración de tensión térmica
de la hélice durante el enfriamiento a alta temperatura y
discutir las razones.
En la parte de cálculo geométrico inverso, se usará una curva
Spline para definir la geometría de la sección de la pala de la
hélice en diferentes radios no dimensionales, y calcular la
altura y el grosor de la corona de diferentes secciones, y
luego usar el programa escrito para calcular la deformación.
Los parámetros finales del diseño de la hélice se comparan
con el diseño original y se ajustan. Con los parámetros de la
hélice ajustados, se genera la geometría de la hélice de
acuerdo con el programa de generación de la hélice, y luego
se realiza el análisis de acoplamiento termo sólido para
observar si se ajusta al diseño original después del
enfriamiento, de lo contrario, se ajusta y simula nuevamente
hasta que se ajusta al diseño original.
Definición geométrica de la hélice
Antes de realizar el proceso de cálculo inverso de la
geometría de la hélice, primero se definen las coordenadas
de la hélice. La definición de la geometría de la hélice se
ilustra en la Figura 1. En la figura, la dirección positiva del
eje X es la dirección aguas abajo del campo de flujo, la
dirección positiva del eje Y es hacia arriba, y la dirección
positiva del eje Z es el producto exterior de los ejes X e Y
.
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Estudio de la distorsión térmica en el proceso de fabricación de hélices
Figura 1: Geometría de una hélice X (Liviano & Rodríguez,
2020).
Si nos remitimos a la Figura 2, es posible definir la
geometría de la sección de la hélice de la siguiente manera:
(1)
(2)
(3)
Figura 2: Definición general de la geometría de sección de hélice
tradicional (Liviano & Rodríguez, 2020).
La Figura 2 es la definición geométrica de la hélice de forma
antigua, y existe una relación entre las definiciones de hélice
antigua y nueva para la inclinación (Rake) y el ángulo Skew
de la siguiente manera:
(4)
Dónde:
• r: representa la posición de la superficie nodal
• R: radio de la hélice
• ZT,θs: Indica inclinación y skew, respectivamente,
donde el Skew se expresa en ángulo
• : representa el ángulo de paso
Otros autores definen para el diseño de hélices que, .
Debido a que la inclinación y el ángulo skew de las hélices
tradicionales recién definidas ajustan la posición del punto
central respectivamente, son independientes y no se afectan
entre sí.
En este estudio, el análisis de la hélice tradicional definida
se muestra en la Figura 1 y la ecuación de diseño de la hélice
específicamente es la siguiente:
(5)
(6)
Dónde:
• Y= r cos
• Z= r sin
• Xm= Inclinación
• Θm = ángulo de inclinación
• C= longitud de la cuerda
• f: altura del arco
• φ: ángulo de paso
• S= Coordenada local de la sección S = [0,1]
• y ± lado de baja presión / lado de presión positiva
3. Metodología
3.1. Importación GRIDGEN A ANSYS
Al aplicar el método de acoplamiento secuencial para
resolver el problema, primero se trata los problemas en
diferentes campos por separado, se analiza un campo antes
de pasar al siguiente y se usa los resultados del análisis del
campo anterior como las condiciones de contorno del
siguiente campo para calcular el efecto sobre el objeto.
Por lo tanto, el tipo de elemento que se puede convertir con
éxito debe seleccionarse al resolver. Por ejemplo, en este
estudio, el elemento Thermal Solid70 de ANSYS se usa para
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análisis térmico para resolver el campo de temperatura, y el
elemento se convierte en elemento Solid185 para análisis
térmico y deformación. Entre ellos, Solid70 es un elemento
de transferencia de calor tridimensional, cada elemento
puede tener 8 nodos, y cada nodo solo puede tener un grado
de libertad de temperatura, que es adecuado para el análisis
de estado estable o transitorio, mientras que Solid185 es un
tridimensional elemento de campo de estructura, cada
elemento también tiene 8 nodos, y cada nodo tiene un grado
de libertad de temperatura.
Creación de la cuadrícula
El software ANSYS en sí proporciona la función de corte de
elementos en el dominio de la solución, y el usuario puede
leer la geometría del modelo y luego organizar los
elementos. Sin embargo, la función de generación de
cuadrícula ANSYS no se usa en este estudio, porque es
necesario obtener correctamente los datos de puntos de
superficie de la hélice en diferentes radios cuando se realiza
el cálculo inverso de la geometría de la hélice (Figura 3, 4 y
5).
Figura 1. Cuadrícula generada por ANSYS,
número de nodos en la superficie
correspondientes a diferentes r/R de la
hélice.
Figura 2. Cuadrícula generada por
GRIDGEN.
Figura 3. GRIDGEN importado a la red
de ANSYS, el número de nodos de
superficie es el mismo en la sección de la
hélice con diferentes r/R
Al usar el software ANSYS para la división de elementos,
los puntos en la superficie no son los mismos en las secciones
transversales con diferentes radios (como se muestra en la
Figura 3), por lo que causará problemas en la disposición de
los datos al realizar la inversión geométrica, debido a ello se
usará la cuadrícula de propósito general produce el software
Gridgen y el programa de geometría de hélice de desarrollo
propio para el diseño de la cuadrícula (como se muestra en
la Figura 4).
Su ventaja es que el diseño de la cuadrícula depende
totalmente de la elección del usuario, y la acción de
encriptación de la cuadrícula se puede realizar donde sea
necesario de acuerdo con las necesidades de ingeniería, solo
se debe tomar en cuenta la influencia de la densidad de la
cuadrícula en los resultados del cálculo. En consecuencia, a
esto Figura 5 es la cuadrícula importada a ANSYS por
GRIDGEN.
3.2. Condiciones de contorno de ANSYS
La hélice calculada en esta investigación es de acero
inoxidable, guarda las siguientes características (Tabla 2) y
(Tabla 3), la temperatura inicial se establece en 1400 grados
según la situación real, porque el punto de fusión de
diferentes tipos de acero inoxidable varía de 1400 grados a
1600 grados.
Tabla 1: Propiedades térmicas del material.
Coeficiente de
transferencia
de calor
Densidad
(g/cm3)
Calor
específico
(J/g-ºC)
Intercambio
de calor
superficial
0.19
7.805
0.45
0.00125
Tabla 2: Propiedades mecánicas del material
Coeficiente de
Young (Gpa)
Coeficiente de
Poisson
Coeficiente de
expansión térmica
200
0.333
1.37e-5
Condición límite del análisis térmico
Para establecer fácilmente las condiciones de contorno y los
puntos en la superficie de la hélice, se empleará el elemento
de caparazón (Shell57), por lo que se deben establecer
algunas condiciones para el elemento de caparazón durante
el proceso de análisis.
En primer lugar, se supone que el elemento de la carcasa es
una capa exterior muy delgada sobre la superficie de la hélice
y que la influencia de la carcasa delgada sobre la hélice es
muy pequeña. En términos de configuración del material,
además de establecer el coeficiente de transferencia de calor,
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Estudio de la distorsión térmica en el proceso de fabricación de hélices
el grosor de la capa delgada también se controla en
aproximadamente 0,01 mm, y el elemento de la capa y el
elemento Solid70 están acoplados por nodos (como se
muestra en la Figura 6).
Figura 4. Acoplamiento de nodos entre Shell57 y Solid70.
El propósito es hacer que los cambios de temperatura de los
dos elementos sean exactamente iguales. Luego se configura
el coeficiente de transferencia de calor y la temperatura
ambiente en el elemento de la carcasa, y se configura la
condición adiabática en la superficie de la raíz de la hélice
para realizar el análisis térmico.
En la actualidad, se conoce que el tiempo real de
enfriamiento de la fundición de la hélice es de varias horas,
y la temperatura se puede enfriar de 1600 grados a
aproximadamente 100 grados, por lo que se utiliza el
coeficiente de intercambio de calor apropiado para el cálculo
en la investigación.
Condiciones de contorno estructural
En el establecimiento de condiciones de contorno
estructural, en primer lugar, los elementos de análisis
térmico Solid70 y Shell57 se transforman en elementos de
análisis estructural Solid185 y Shell41 utilizando la función
de conversión de elementos ANSYS, y luego la distribución
del campo de temperatura obtenida del análisis térmico
(Figura 7) se utiliza como el límite de la condición de análisis
estructural. Las condiciones de contorno del desplazamiento
se pueden dividir en las siguientes discusiones, comparando
el tamaño de la deformación bajo diferentes condiciones y
decidiendo en qué condiciones de contorno el análisis está
más cerca de la situación real de enfriamiento de la hélice.
1. En el caso de una hélice completa, establecer un lado
del cubo de la hélice para que su desplazamiento a lo
largo de la dirección X se establezca en 0, y discutir la
situación de enfriamiento.
2. Para modelo de una hélice de una sola pala con una
parte del cubo, se configura un lado del cubo para que
el desplazamiento a lo largo de la dirección X se
establezca en 0, y la línea central del cubo no tenga
desplazamiento en direcciones y e z.
3. Cuando no se analiza la contracción del cubo del
tornillo, el desplazamiento de la superficie de la raíz de
la hélice (la interfaz entre la pala y el cilindro) a lo largo
de la dirección Y se establece en 0
4. Igual que la condición 3, la deformación en la dirección
rθ de la interfaz se fija en el sistema de coordenadas
cilíndricas;
5. Igual que la condición 3, configure la interfaz sin
ningún desplazamiento
Las condiciones 1 a 4 anteriores consideran el caso en el que
la hélice y el cubo se enfrían juntos, mientras que la
condición 5 es el caso en el que las palas se enfrían primero.
Figura 5. Distribución del campo de temperatura calculada por
ANSYS
3.3. Superficie de la hélice antes del procesamiento
Debido a que los datos deben ordenarse de acuerdo con el
cálculo inverso y los nodos generados por GRIDDEN no
tienen un orden determinado (como se muestra en la Figura
8), los datos de los puntos de superficie deben organizarse de
acuerdo con las coordenadas cilíndricas primero.
En primer lugar, es posible captar el número y las
coordenadas de los nodos de la superficie a través de los
elementos de la cubierta, y luego reducir los datos de los
puntos geométricos de acuerdo con el número y la posición
de la geometría original de la hélice, y filtrar por diferentes
radios (como se muestra en la Figura 9).
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Figura 6. Puntos de sección de hélice con números de nodo no
continuos
Figura 7. Datos de punto de superficie de la hélice
Los puntos interceptados están a lo largo de las direcciones
del eje Z y están ordenados de menor a mayor. Pero en una
hélice con paso pequeño, el extremo de la sección de la raíz
puede no ser el lugar marcado con un círculo en el extremo
(como se muestra en la Figura 10) en el eje Z, por lo que debe
confirmarse manualmente.
Figura 8. Puntos finales de la sección no son máximos a lo largo
del eje Z
Después de organizar el tamaño en la dirección Z, se puede
determinar el punto final de cada sección. En este momento,
el diseño de la sección se puede dividir para distinguir las
superficies aerodinámicas superior e inferior de la primera
parte.
La segunda parte es distinguir manualmente la sección con
una gran altura de arco. En la Figura 11, se puede encontrar
que los puntos en el perfil aerodinámico inferior pueden no
estar necesariamente en el otro lado de la línea, por lo que
este paso también consume más tiempo en todo el cálculo de
ingeniería inversa. Después de distinguir todas las
superficies aerodinámicas de sección transversal, finalmente
se organizan de acuerdo con los valores de X en diferentes
posiciones. Después de terminar la clasificación de los datos
de punto de sección transversal (Figura 12), se puede realizar
el cálculo de la parte posterior de la hélice.
Figura 9. Puntos del perfil aerodinámico inferior están más altos
que la línea límite
Figura 10. Puntos de superficie ordenados.
3.4. Retroceso de la hélice
Después de ordenar los datos del nodo, de acuerdo con los
puntos finales determinados de la sección, se resuelven la
inclinación y el ángulo skew de las diferentes secciones de
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Estudio de la distorsión térmica en el proceso de fabricación de hélices
la hélice, y se lleva a cabo el proceso de solución iterativa de
la altura y el espesor de la corona de acuerdo con la forma
del sistema de coordenadas cilíndricas, el diagrama
esquemático se muestra en la Figura 13.
Figura 11. Diagrama de inclinación y espesor de arco
Los pasos de iteración de la altura y el espesor del arco son
los siguientes:
• Se usó el programa Spline para construir la
ecuación geométrica de la sección y obtener los
puntos de los perfiles aerodinámicos superior e
inferior en cada posición de x/C (Figura 11
Espesor)
• Luego se conectó los dos puntos y se tomó el valor
de la mediana como la altura del arco
• Usando el programa Spline se conectaron las alturas
de la copa en cada posición x/C para generar la
ecuación de la línea de inclinación
• Se encuentra el vector normal en cada posición x/C
de acuerdo con la ecuación, y se usa el vector para
obtener los nuevos puntos aerodinámicos superior e
inferior (Figura 11 Nuevo espesor)
• Regrese al paso 2 y realice iteraciones hasta que el
cambio de la posición de la altura de la inclinación
sea menor al error, que es la inclinación de la corona
que requerimos, por lo que también se puede
obtener el espesor.
4. Análisis de resultados
A partir de las condiciones de contorno estructurales
asumidas en el último capítulo, en este capítulo se el estudio,
primero se usará el código de ejemplo HNO788 para analizar
y discutir, y descartar las condiciones de contorno
razonables.
4.1. Condiciones de configuración
Sin considerar la influencia de la gravedad, suponiendo que
una hélice "HNO788" con un radio de 30 cm, primero se
establece tres modelos de hélice como se muestra en la
Figura 12 a la Figura 14. El Modelo 1 (Figura 12) es una
hélice completa, el Modelo 2 (Figura 13) es una hélice de
una pala y su correspondiente buje parcial, y el Modelo 3
(Figura 14) es una hélice de una sola pala.
Figura 12. Modelo completo de hélice
Figura 13. Hélice mono pala con buje
parcial
Figura 14. Modelo de hélice de pala única
4.2. Resultados modelo 1
Del modelo 1 (Figura 12), se fijó el lado del buje de la hélice
para que el desplazamiento a lo largo de la dirección x sea 0.
Los resultados del análisis de deformación térmica se
muestran en la Figura 15 donde la hélice se encoge casi en el
punto central cuando se enfría, y la contracción es de
aproximadamente 1,84 % cuando se ve desde el radio de la
hélice.
Luego, se realiza el cálculo de la parte posterior de la hélice
para comparar la diferencia en los parámetros de diseño antes
y después de la deformación, como En la Figura 16 a la
Figura 18 se muestran las relaciones de inclinación, skew y
paso, respectivamente. Como se muestra en la figura, se
puede encontrar que bajo el establecimiento de tales
condiciones límite, la deformación causada por el
enfriamiento de la hélice es solo contracción y no ocurrirá
ninguna otra deformación.
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Figura 15. Resultados del análisis de deformación térmica del modelo 1 calculados por ANSYS
Figura 16. Deformación de inclinación
después del enfriamiento MODO I
Figura 17. Deformación en ángulo de skew
después de enfriar MODO I
Figura 18. Deformación de paso de la
pala después de enfriar MODO I
4.3. Resultados modelo 2
Igual que el modo de cálculo 1, se fija la hélice del modelo 2
(Figura 15) en un lado del cubo del tornillo para que el
desplazamiento en la dirección X sea 0, y la línea central no
produzca desplazamientos en la Y y las direcciones Z.
Los resultados del análisis de deformación se muestran en la
Figura 21. Del diagrama de desplazamiento de deformación,
se puede encontrar que cuando la hélice se enfría, se encoge
hacia el centro del cubo, y la contracción del radio de la
hélice es 1.88%.
Luego observando los cambios de los parámetros
geométricos de la hélice como se muestra en la Figura 22 a
la Figura 24, y se encuentra que casi no hay cambio en los
parámetros geométricos, lo que indica que la hélice no tiene
otra deformación excepto la contracción. Sin embargo, la
diferencia entre el modo de 1 y el modo 2 es solo la
diferencia en el cálculo de la hélice completa y la hélice de
una sola pala.
Figura 19. Resultados del análisis de deformación térmica del
modelo 2 calculados por ANSYS
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Estudio de la distorsión térmica en el proceso de fabricación de hélices
Figura 20. Deformación de inclinación
después del enfriamiento MODO II
Figura 21. Deformación en ángulo de
skew después de enfriar MODO II
Figura 22. Deformación de paso de la
pala después de enfriar MODO II
4.4. Resultados modelo 3
Se fija la raíz de la hélice en el modelo 3 (Figura 21) y se
simula el desplazamiento en la dirección Y.
Los resultados del análisis de deformación térmica se
muestran en la Figura 25. Debido a que solo se fija el
desplazamiento en la dirección Y de la superficie de la raíz,
se puede observar que el paso cambiará cuando la hélice se
enfríe, el comportamiento rotacional se produce como
(Figura 26), bajo el cual la contracción de la hélice es de
1.73%.
De la Figura 27, se puede encontrar que bajo el
establecimiento de tales condiciones límite, la deformación
de la hélice debido al enfriamiento es mayor que la de los
modos se simulación 1 y 2, y el desplazamiento de la
inclinación de la punta de la pala con la deformación más
grande es aproximadamente 0,04117 cm, aunque la cantidad
de deformación todavía está dentro de la tolerancia de 0,43
mm correspondiente al tamaño, la precisión requerida del
diseño de la hélice aún debe discutirse. Además, la
deformación en el ángulo del skew aún se encuentra en un
estado leve, como se muestra en la Figura 28.
En términos de deformación de la altura y el espesor de la
copa, casi no hay cambio incluso en la deformación más
severa de la punta de la pala; pero el porcentaje de
deformación para la relación de paso puede alcanzar el 11%,
en comparación con el modo de simulación 1 y 2 es
significativamente mayor (Figura 34).
Para resumir los resultados del análisis anterior, la
deformación de la hélice estará dominada por la relación de
inclinación y paso; las otras deformaciones son
relativamente pequeñas. Sin embargo, este modo todavía
tiene un grado de libertad de rotación en la superficie de la
raíz, que es diferente del fenómeno físico real.
Figura 23. A) Resultados del análisis de deformación térmica del modelo 3 calculados por ANSYS
Figura 24. B) Rotación de álabes por deformación térmica en modo 3
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Figura 25. Deformación de inclinación
después del enfriamiento MODO III
Figura 26. Deformación en ángulo de skew
después de enfriar MODO III
Figura 27. Deformación de paso de la
pala después de enfriar MODO III
4.5 Síntesis Comparativa de Datos
La Tabla 3 muestra un resumen de los resultados.
Tabla 3: Resumen de Resultados.
Parámetro Evaluado
Modelo 1 (Hélice
Completa)
Modelo 2 (Pala + Buje)
Modelo 3 (Restricción Raíz)
Condición de Borde
(Cara Buje)
Simetría Cíclica +
Raíz Fija en Y ( )
Contracción Radial (%)
1.84%
1.88%
1.73%
Modo de Deformación
Contracción
Isotrópica
Contracción Isotrópica
Contracción + Rotación
Estabilidad del Rake
Alta (Cambio de
escala)
Alta (Cambio de escala)
Baja (Desplazamiento punta)
Desviación del Paso ($P/D$)
Despreciable
Despreciable
~ 11% (Crítica)
Implicación Industrial
Escalado simple del
molde
Escalado simple del molde
Requiere compensación
geométrica compleja
La evidencia numérica sugiere que la deformación térmica
en hélices no es un simple problema de contracción de
volumen que pueda resolverse sobredimensionando el molde
uniformemente. La aparición de una desviación del 11% en
el paso en el Modelo 3 demuestra que la interacción
mecánica en la raíz induce un cambio de forma (shape
change) que altera los ángulos de ataque de los perfiles
aerodinámicos. Si esta deformación no se predice y
compensa en el diseño "negativo" del molde, la hélice
resultante tendrá características de propulsión ()
radicalmente diferentes a las esperadas, obligando a costosas
correcciones manuales mediante calentamiento y doblado, o
rectificado excesivo que podría comprometer el espesor de
la pala.
5. Conclusiones
Existen dos métodos principales de fabricación de hélices
marinas: uno es utilizar moldes de arena para fabricar hélices
grandes o que no se producen en masa, y el otro es la
fundición a la cera perdida, que es la fundición de precisión.
Una vez enfriado y sacado del molde de arena, el primero
debe someterse a un pulido manual para corregir la
geometría de la superficie de la hélice; el segundo se utiliza
principalmente para la fundición de hélices pequeñas y
medianas. Sin embargo, el enfriamiento después de la
fundición de la hélice, a menudo se acompaña de
deformaciones geométricas y errores causados por la
corrección manual. Para hélices con geometría compleja, las
ligeras diferencias pueden afectar el rendimiento de la hélice.
Cuando el objeto se enfría de manera más desigual, la
deformación del objeto será mayor. La razón principal es la
diferencia en la tensión interna causada por un enfriamiento
no uniforme de la temperatura. Por tanto, la velocidad de
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Estudio de la distorsión térmica en el proceso de fabricación de hélices
enfriamiento es una cuestión muy importante para la calidad
de la fundición de precisión.
A partir de los resultados, se encontró que la deformación
será diferente cuando la superficie de la hélice tenga
diferentes coeficientes de intercambio de calor. Esto
significa que, para el problema de enfriamiento y predicción
de la deformación, se debe considerar la tasa de cambio de
temperatura en diferentes lugares con el tiempo. Esta
investigación destaca los aportes significativos que resaltan
la interrelación entre el diseño del parque y las experiencias
sensoriales de los visitantes, junto con su impacto en el
bienestar y la calidad de vida de la comunidad local.
La investigación establece de manera concluyente que la
deformación final de una hélice de fundición es una función
directa de la heterogeneidad en los coeficientes de
transferencia de calor locales. La geometría compleja de la
hélice, con variaciones drásticas de espesor entre el borde de
salida, el borde de ataque y el núcleo, provoca velocidades
de enfriamiento dispares. Esta asincronía térmica, acoplada
con las restricciones mecánicas impuestas por la propia
geometría (como se demostró en el Modelo 3), es el motor
de las tensiones residuales que curvan la pala. Por tanto,
cualquier modelo predictivo que asuma un enfriamiento
uniforme fallará en capturar la rotación del paso, limitándose
a predecir solo la contracción escalar.
El estudio ha permitido establecer una jerarquía de
vulnerabilidad en los parámetros de diseño de la hélice frente
a la distorsión térmica:
1. Parámetros Críticos (Alta Sensibilidad): El Paso
() y el Rake son las variables más afectadas. La
desviación del 11% en el paso bajo condiciones de
restricción de raíz es inaceptable para estándares de
propulsión modernos (ISO 484), donde las
tolerancias son estrictas. Esto dicta que la estrategia
de compensación geométrica inversa debe priorizar
la "pre-deformación" de estos ángulos en el molde.
2. Parámetros Robustos (Baja Sensibilidad): El Skew
y los espesores de perfil demostraron una mayor
estabilidad, comportándose mayoritariamente bajo
un régimen de contracción isométrico predecible.
La metodología híbrida implementada, que vincula la
generación de mallas estructuradas de alta fidelidad
(GRIDGEN) con la simulación termo-estructural (ANSYS)
y algoritmos propios de reconstrucción geométrica, ha
demostrado ser una herramienta viable para la "ingeniería de
moldes virtuales". Al simular el enfriamiento y obtener la
geometría deformada ("forma fría"), es posible calcular
matemáticamente la geometría inversa ("forma caliente")
requerida en el molde. La implementación industrial de este
flujo de trabajo digital promete reducir significativamente la
dependencia del rectificado manual artesanal, disminuyendo
tiempos de ciclo y variabilidad en la calidad del producto
final.
Si bien el Modelo 3 ofrece una aproximación superior a los
modelos libres, la condición de raíz fija sigue siendo una
idealización. En la realidad industrial, el molde de arena no
es un vacío pasivo ni un anclaje infinitamente rígido; posee
propiedades reológicas (colapsabilidad, expansión térmica
de la sílice) que interactúan dinámicamente con el metal en
enfriamiento. Se recomienda que futuras líneas de
investigación integren modelos constitutivos del molde de
arena en la simulación para capturar la resistencia friccional
distribuida sobre la superficie de la pala, lo cual podría
refinar aún más la predicción de la torsión en las puntas de
las palas.
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the casting industry. Computers in Industry, 146(C),
103855.
Contribución de los autores (CRediT)
Illaquize, R.: Conceptualización, Curación de contenidos y
datos, Metodología, Administración de proyecto,
Validación, Redacción – borrador original, Redacción –
revisión y edición. Paredes-Mera, F.: Conceptualización,
Curación de contenidos y datos, Análisis formal de datos,
Adquisición de fondos, Investigación, Metodología,
150
Vol.9, Núm.17 (ene-jun 2026) ISSN: 2737-6451
Illaquize & Paredes-Mera (2026) https://doi.org/10.56124/finibus.v9i17.012
Administración de proyecto, Recursos materiales, Software,
Validación, Visualización, Redacción – borrador original,
Redacción – revisión y edición.
Todos los autores han leído y aceptado la versión publicada
del manuscrito.
Disponibilidad de datos
Los datos que respaldan los hallazgos de este estudio están
disponibles a solicitud razonable al autor de
correspondencia.
Conflicto de intereses
Los autores han declarado que no existe conflicto de
intereses en esta obra.
Declaración sobre el uso de IA generativa y tecnologías
asistidas por IA
El manuscrito no incluye una declaración específica respecto
al uso de herramientas de inteligencia artificial durante su
proceso de redacción. La autoría, así como la
responsabilidad total del contenido, recaen exclusivamente
en los autores.
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6451.
