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CÉSAR ANDRÉS PARRA 3219

VLADIMIR DAN GARCÍA 3228

ALDAIR SERRANO ROMERO 3963

DAVID AMECA CÁRCAMO 3654

CONTROL DE HIELO EN SUPERFICIE ALAR DEL B-737-200

DANIEL ESTRADA HORTA 3639

MATERIA INTEGRADORA: TRANSFERENCIA DE CALOR

INGENIERIA AERONAUTICA EN MANUFACTURA

Palabras claves. ● ● ● ● ●

Convección térmica. Formación de hielo. Gasto másico. Sistema de calentamiento de alas. Efectos en la aerodinámica

RESUMEN. Los aviones comerciales operan en condiciones donde la temperatura está por debajo de los 0°C esto provoca que por la primera ley de la termodinámica todo se encuentre en equilibrio térmico es por esto que los aviones comerciales necesitan un sistema en el que las superficies necesitan incrementar la temperatura ,el desarrollo del trabajo fue motivado por la necesidad de explicar el fenómeno de la formación de hielo y con esto es necesario recurrir a principio físicos más básicos que en conjunto logren una explicación. Después de varios días de investigación, noches de desvelo y cálculos se logró llegar a una explicación donde a pesar de las simplificaciones realizadas se obtuvieron valores los cuales son básicos para que el área de ingeniería tenga datos de entrada para poder diseñar los componentes apropiados para obtener vuelos seguros.

INTRODUCCIÓN Cuando se habla de los sistemas de seguridad de una aeronave comercial, es necesario tomar en cuenta todas las condiciones críticas ambientales en las que la aeronave se puede involucrar. En este trabajo se abordará el caso de un vuelo de temperaturas menores a los 5°C lo cual por la fricción dinámica, la presencia de humedad y enfriamiento aerodinámico del aire, sobre la piel del ala se provoca una reducción de la presión, dejando condiciones ideales para la formación de hielo en estas áreas de baja presión del ala. Cuando una aeronave se encuentra en vuelo, la formación de hielo se produce por la colisión de gotas de agua que permanecen en estado líquido, aun se encuentren por debajo de su punto de congelación. Estas formaciones de hielo son las más peligrosas, creando una formación de escarcha al momento del impacto, o creando una capa de hielo sobre la superficie del ala, lo cual afecta directamente al flujo de aire.

Para que exista una formación y acumulación de hielo en el avión, debe de existir una superficie húmeda en el aire, ya sea en forma de nubes o aguanieve. A medida que el avión se desplaza entre las nubes o la lluvia, las gotas impactaran el ala formando una line a de hielo sobre el borde de ataque, inclusive llegando al borde de salida, para lo cual nos afectara directamente en el rendimiento y manejo creando una reducción. La formación de hielo sobre el ala de las aeronaves trae consigo algunos factores, tales como lo puede ser:   

 

Que el flujo sobre el perfil aerodinámico cambie de laminar a turbulento. Que existan vibraciones por una interrupción o discontinuidad en la superficie alar. Que la sustentación y el ángulo crítico se vena disminuidos, por el aumento de peso en la aeronave, y por ellos se consuma mayor cantidad de combustible. Problemas en el tren de aterrizaje retráctil, así como fallas en antenas u otros instrumentos de aeronavegabilidad. Reducción de la velocidad crucero, velocidad de ascenso y descenso.

Este problema de la creación de hielo en el ala de las aeronaves se ha convertido en el principal factor de riesgo u accidentes, por lo cual algunas de las principales organizaciones encargadas de regularizar la seguridad aérea se han encargado de categorizar los sistemas que garanticen la seguridad del vuelo sin importar la formación de hielo en el ala. La FAA en el capítulo 15 [9] ha categorizado los sistemas de la siguiente mantera:    

Calentar la superficie con aire caliente. Calentando por medio de resistencias eléctricas. Rompiendo la escarcha con bolsas inflables. Por medios químicos.

Por lo cual en el siguiente documento se aborda la teoría, para explicar cómo es que funciona en la práctica, todo esto se traduce en casos de transferencia de calor por convección, y para contrarrestar el efecto de congelamiento, es necesario transmitir el calor de los motores hacia el punto de interés, se calcularán las relaciones necesarias para contrarrestar el efecto. Los motores Turbofan, los cuales cuentan con sistemas neumáticos de sangrado del aire presurizado para utilizarse en diferentes sistemas, como lo es el sistema anti hielo de las superficies alares. Los motores que se utilizan en las aeronaves de Boeing 737-200 son turbo reactores Pratt and Whitney JT8D [7].

Es importante hacer énfasis en la seguridad de los tripulantes, en los cálculos se deberá tomar en cuenta un margen de seguridad amplio para evitar accidentes, esto no es un trabajo de implementación, pero tiene la intención de plantear una mejora para que las aeronaves que cuenten con este sistema puedan navegar en un rango de temperatura menor. Este sistema es de vital importancia en ciudades en las que el invierno es bastante frio de entre -20°c y 5°C, la existencia de hielo en las alas es fuente de un accidente, puede provocar un aumento en el peso de la aeronave, si esta está en su capacidad máxima de peso, y se aumenta, se traduce en una pérdida de levantamiento, o puede provocar una reducción de desempeño del perfil aerodinámico. Los cuales se abordarán a mayor profundidad en el desarrollo de este trabajo.

OBJETIVO. Se quiere determinar el gasto másico de aire caliente requerido en el sistema anti hielo para evitar la formación de hielo en el borde de ataque del ala de un avión comercial Boeing 373-200. Donde el aire caliente es proveniente de las turbinas del avión, el cual se inyecta en el interior del ala.

Objetivos específicos. 





Es necesario conocer la conductividad térmica del material del ala para saber las temperaturas con la cual se requiere inyectar el aire necesario para poder evitar el efecto del hielo en el exterior del ala. Estudiar y conocer las causas y fenómenos que presenta el ala al estar sometida a etas temperaturas en las cuales se forma el hielo. Y como se ve afectado en su desempeño su aerodinámica al tener hielo sobre el ala. Calcular el gasto másico de aire proveniente de las turbinas del avión requerido para evitar la formación de hielo en el ala.

MARCO TEÓRICO La congelación en la aviación La operación de una aeronave en condiciones de precipitación o cielo cubierto por densidad de nubes es propensa a encontrarse con gotas de agua a temperatura de congelación de la misma, estas gotas, en el momento de impactar con el ala de la

aeronave liberan su calor de fusión de manera que se congelen casi al instante del impacto, o en otros casos, que se congele después del punto de impacto generando una película delgada que es difícil de remover. [1]

Figura 1. Formación de hielo en ala de avión. Actualmente la formación de hielo en la aviación representa un alto riesgo en los vuelos comerciales, así como también de carácter militar, debido a las repercusiones generadas en el avión por las capas de hielo que se pudieran adherir al ala de la aeronave a causa de temperaturas bajo 0 °. Únicamente cuando un piloto con gran experiencia utilice los instrumentos adecuados para la detección de películas de hielo, así como una investigación meteorológica previa al vuelo y conocimientos adquiridos del terreno a circular, de esa manera es que se puede evitar el grave riesgo de congelación.[1] Formación de hielo Las aeronaves son totalmente vulnerables a la acumulación de hielo en el fuselaje, debido a los problemas que se pudiesen generar a un largo tiempo de exposición a condiciones en donde se puede generar hielo por impacto al fuselaje, a esta formación de hielo debido a las bajas temperaturas que se localizan a gran altitud se le conoce como formación de hielo y es considerada la causa principal de siniestro aéreo en el planeta. Teniendo como variables críticas la temperatura ambiente dependiendo el grado de altitud, el tamaño o bien, diámetro de gota de agua y el contenido de agua líquida debido a precipitaciones y un cielo cubierto de nubes. [2] En la aviación existen varios tipos de hielo los cuales pueden generar riesgo durante el vuelo, se describen a continuación: Hielo claro: Es de carácter cristalino, hielo transparente, es difícil de remover ya que se adhiere con facilidad en el borde de ataque del ala por lo que se puede considerar como el tipo de formación de hielo que más riesgo tiene en el momento de volar. Se

genera principalmente por gotas de tamaño grande con una temperatura que varía entre los (0°-10°), este tipo de hielo se encuentra al penetrar un conjunto de nubes con un alto contenido de agua. [2] Hielo granular: Es de carácter opaco y un color blanco que además presenta una estructura granular, este tipo de formación de hielo que debido a la baja adherencia producida entre este y el borde de ataque u otra superficie es fácil de desprender, este es provocado por gotas pequeñas de nube que se pueden generar a temperaturas entre los (-15° y -25°). Únicamente si la exposición a este clima se prolonga es cuando podría convertirse en un factor problemático. [2] Hielo mixto: Es una combinación entre el hielo claro y el hielo granular, de manera que en la superficie alar se puede generar tanto los granos producidos por gotas pequeñas así como también la película de hielo producida por el impacto y la distribución del agua congelada en la superficie, también es considerada en carácter de peligro.[2] Escarcha: Este tipo de hielo es debido al producto de la humedad que se genera en el avión durante algún periodo de tiempo en que el avión está estático, la escarcha genera una alta rugosidad sobre la superficie alar o en otra parte del fuselaje que a su vez impide el flujo laminar del aire que circula por dichas superficies. [2]

Figura 2. Certificación de formación de hielo conforme la formación de hielo. Efectos en la aerodinámica del avión De manera que cuando hace presencia el formación de hielo los perfiles aerodinámicos con modificados considerablemente, de manera que el coeficiente de sustentación se reduce gradualmente provocando así una mayor resistencia al avance (aumento de la fricción con el aire). [3] Como consecuencia de la formación de hielo en la superficie externa del avión con enfoque general al ala también se considera la reducción de la sustentación por parte de la aeronave, así como también la pérdida de empuje de manera que la entrada de aire en los motores o en los bordes de ataque sea limitada.[3]

El peso del avión es un factor muy importante para la sustentación y la estabilidad del mismo, por lo que la adhesión de hielo genera un peso adicional lo cual genera errores en la aeronavegabilidad, así como la reducción de flujo laminar que disminuye la turbulencia. Además de la velocidad de entrada en pérdida, generando la reducción en el borde de ataque que en un caso excesivo se pudiese perder el control total de la aeronave. [3]

Figura 3. Flujo de aire con base en la acumulación de hielo en algunos de la formación de hielos descritos. Sistema de calefacción alar. En la aeronavegabilidad existen dos maneras de contrarrestar el formación de hielo generado por temperaturas críticas, una de ellas es la defensa descongelante la cual entra en acción una vez que la capa de hielo ya está totalmente formada, estas son conocidas como “botas” las cuales pueden ser activadas, de manera que se llenan de aire provocando el rompimiento del hielo adherido durante el tiempo de vuelo y por otra parte se tiene la defensa anticongelante más conocido como sistema ANTI-ICE que es la que permite el impedimento de adhesión de hielo en la superficie aunque se tuviesen las condiciones favorables para un formación de hielo.[5]

Figura 4. Sistemas eléctricos y térmicos para transferencia de calor en una aeronave, color amarillo sistemas eléctricos y color rojo sistemas térmicos ANTIICE.

Debido a que los medios térmicos permiten transferir calor a las zonas más susceptibles a la formación de hielo, esta transferencia de calor o este calentamiento se pude obtener ya sea mediante resistencias eléctricas colocadas en posiciones adecuadas en el ala así como en el fuselaje, o bien, también se puede lograr mediante la inyección de gases calientes que son expulsados por los motores [2], que se puede referir como aire sangrado, el único inconveniente de esto es que obtiene una pérdida de potencia. El sistema de sangrado de aire es un sistema proporcionado por las emisiones de descarga de compresor de motor a reacción, en este caso, enfocado a un avión Boeing 737. El aire caliente se canaliza a través de la válvula de descarga de motor desde la etapa de compresión interna del motor, de manera que el aire pasa por un pre enfriador que permite reducir su temperatura a 200 °C y este aire se distribuye en el ala mediante conductos que permiten evitar la formación de hielo. [4] Permitiendo el calentamiento donde es más probable la acumulación de hielo, siendo estos los bordes de ataque de alas, así como otras superficies del fuselaje. La forma para transferir calor a dichas zonas viene del sangrado de aire que se hace circular por conductos internos los cuales permiten mantener una temperatura elevada en los bordes de ataque, impidiendo así, la acumulación de hielo debido a la humedad presente en climas críticos. [5]

Figura 5. Distribución de aire caliente mediante sangrado de aire de motor.

Capa límite de velocidad y térmica. Para entender la capa límite de velocidad, consideraremos el flujo de un fluido a través de un tubo con superficie sólida impermeable al fluido. Conforme el fluido fluye, la parte que está en contacto directo con la superficie se adhiere a esta por los efectos de la viscosidad y no se desliza, provocando una velocidad de cero en esta zona. Esto se conoce como condición de no deslizamiento. Esa capa adherida a la superficie transmite la desaceleración a la capa adyacente y ésta a la que sigue y así sucesivamente debido a la interacción de las fuerzas viscosas existentes, desarrollándose un perfil de velocidades.

Capa límite de velocidad (Cengel, 2016) La región del flujo adyacente a la superficie en la cual los efectos viscosos son significativos se llama capa límite de velocidad. La viscosidad es la propiedad del fluido responsable del desarrollo de la capa límite. La aparición de la capa límite de velocidad tiene dos principales efectos: el primero es el arrastre superficial, fuerza que un fluido ejerce sobre una superficie en la dirección del flujo. Y segundo que la transferencia de calor entre el sólido y la capa de fluido adyacente a esa superficie se dé por conducción pura, ya que dicha capa está inmóvil.

METODOLOGÍA. Implicaciones a la transferencia de calor Debido a que es necesario calcular la transferencia de calor hacia el ala de manera que se evite la formación de hielo, así como también el gasto másico de aire generado por el motor de la misma manera de evitar la formación de hielo, es necesario conocer las ecuaciones de transferencia de calor básicas así como la interpretación del gasto másico. Comenzando por la conducción que es representada por la ley de Fourier [6] que indica el flujo de calor o la velocidad de transferencia de calor

𝑞

𝑞´ = 𝐴 = −

𝑘𝑑𝑇 𝑑𝑥

(1)

O bien, 𝑞 = −𝑘𝐴

(𝑇𝑠−𝑇𝑖𝑛𝑓) 𝑑𝑥

(2)

Donde es importante considerar que la conducción de calor de genera de manera perpendicular a las superficies isotérmicas Donde k que es la conductividad térmica, es una constante dependiente del material y la temperatura. Esta K varía con la densidad de la sustancia y así, cuanto más denso sea el sistema, más efectivo será el transporte de conducción. Considerando que se requiere evitar la formación de hielo en el ala, es necesario aplicar el fenómeno de transferencia de calor por conducción debido a que se tendrá un calor generado y/o una temperatura superficial en la pared del ala, el cual se tomará como el grosor “L”, de esa manera, se requiere realizar el análisis conductivo a través de la pared alar considerando entonces la K del material que en este caso se tratará el aluminio, las temperaturas, que este caso será la interna, la superficial que es la que se tendrá que obtener, además de agregar la temperatura exterior que en este caso es la temperatura de congelación del agua la cual permite la generación de hielo en la superficie alar. Teniendo entonces los valores adecuados para realizar los cálculos correctos, y habiendo utilizado la ecuación de Fourier para obtener un calor aproximado, se realizará un análisis por resistencias eléctricas (analogía eléctrica) el cual permitirá obtener la temperatura requerida) por lo que se utilizarán las fórmulas para resistencias eléctricas tanto la conectiva como la conductiva. Ahora, analizando el ala desde la parte exterior se tiene que está sometida a un fluido que en este caso será considera el aire con propiedades variables respecto a

la temperatura a utilizar, así como también se considera un fluido interno que también será el aire sangrado obtenido del motor, entonces es necesario realizar un análisis por el fenómeno de transferencia de calor por convección, debido a que se tratará con el coeficiente convectivo “h” que también es necesario para el análisis por analogía eléctrica y para las ecuaciones de capa limite que se revisarán más adelante. Entonces teniendo los valores de las temperaturas interna y externa así como el área de la superficie alar, entonces se presenta la ecuación para la transferencia de calor por convección; Para la transferencia de calor por convección se tiene la Ley de enfriamiento de newton [6] que permite obtener el flujo de calor por convección 𝑞´ = hA (Ts-Tinf) (3) Donde h es el coeficiente de convección que bien puede ser obtenido mediante ecuaciones respectivas para su cálculo. Por último, considerando que el coeficiente convectivo se tiene que calcular debido a que no se tiene su valor aproximado, entonces se utilizarán las ecuaciones de capa límite las cuales permiten obtener un coeficiente convectivo promedio dependiendo de los datos que se pueden utilizar de referencia, en este caso se podría utilizar la velocidad del avión así como el empuje de motor para poder obtener una fuerza y por consiguiente un esfuerzo cortante, las propiedades adicionales que permiten el cálculo se obtienen de la tabla de las propiedades del aire y se utilizarán dependiendo de la temperatura con la que se trabaja. Para esto se considera entonces el coeficiente de fricción

Donde es el esfuerzo cortante obtenido por la división entre la fuerza sobre el área de la superficie alar. La es la velocidad del avión a considerar. También se puede calcular como;

Donde Re es el número de Reynolds, El Pr es la constante de Planck

Además se tienen las ecuaciones para el cálculo del número de Reynolds

𝑅𝑒 =

𝜌𝑢0 𝐿 𝜇

(6)

Y para el número de Nusset que también corresponde a las ecuaciones de capa limite

𝑁𝑢 =

ℎ𝐿 𝐾

1

(0.037𝑅𝑒 − 𝑃𝑟 3 ) (7)

Y para considerar el gasto másico se tiene, 𝑚 = 𝜌𝑉𝑆 (4) Donde 𝜌 es la densidad, V el volumen del sistema de control y S la superficie por diferencial de longitud. Implementación del modelo Con fines de simplificación de cálculos trataremos el volumen interno del ala como una resistencia térmica de conducción y el ambiente como resistencia térmica por convección, se asume lo siguiente. Para la industria aeronáutica el factor de seguridad más usado es del 75% por esto para evitar la formación de hielo en la superficie alar [5] se considera una temperatura superficial de 7°C

Tinf=-15°C To=200°C Ts= 7°C k(aluminio)=TABLAS

Figura X: Equivalente eléctrico del circuito térmico.

Procedimiento. Gasto Másico de la turbina. El gasto másico del aire proveniente de la turbina es necesario conocerse ya que el aire proveniente de la turbina es el que se inyecta en el sistema anti hielo del avión, para lo cual se utiliza en cálculos más adelante. La velocidad, el área de la superficie alar, el techo máximo fueron tomadas de [8] Las propiedades se tomaron de la tabla de propiedades de aire a -50 C tomadas de la tabla de propiedades del aire. [6]

𝑚 ̅ = 𝜌𝑉𝑆 𝜌 = 1.584

𝑘𝑔 𝑚3

𝑢0 =V=230.5 m/s S= (1.015m/2)2 π = 0.8091𝑚2 [7] 𝑚 ̅ = (1.584

𝑘𝑔 𝑚 𝑘𝑔 )(230.5 )(0.8091𝑚2 ) = 295.41 3 𝑚 𝑠 𝑠

Temperatura infinita. [6] 𝑇 = 𝑇0 = 15 − 0.00650(𝑧) =15-0.00650 (10700m) T=-54.55 °C 𝑇∞ = −54.55 °𝐶 Cálculos. 𝐶𝑓 = 0.664 𝑅𝑒

−1⁄ 2

= (0.664)(181.31 ∗ 106 ) 𝐶𝑓

𝑁𝑢 =

= 4.93 ∗ 10−5

𝑅𝑒 −1 = 𝑁𝑢𝑃𝑟 ⁄3 2

(4.93 ∗ 10−5 )(181.31 ∗ 106 ) (2)(0.726)

−1⁄ 3

= 4.01 ∗ 103

ℎ𝑙 𝑘

𝑁𝑢 = ℎ=

−1⁄ 2

4.01 ∗ 103 (0.0204) 𝑊 = 11.17 2 7.32 𝑚 𝐾 𝐴𝑎𝑙𝑎 = 91.1 𝑚2

𝑙

𝑅𝑘 = 𝑘𝐴 =

6.35∗10−3 𝑚 (26.3∗10−3

𝑊

𝑤 )(91.1𝑚2 ) 𝑚𝐾

𝑅ℎ =

= 2.65 ∗ 10−3 °𝐶 [8]

1 1 °𝐶 −4 = = 9.82 ∗ 10 𝑘𝐴 (11.17 𝑤 )(91.1 𝑚2 ) 𝑊 𝑚𝐾

𝑞=

𝑇𝑠−𝑇∞ 𝑅ℎ

=

7 °𝐶−(54.5 °𝐶) 9.82∗10−4

𝑞=

𝑊 °𝐶

= 62.62 ∗ 103 𝑊 [8]

𝑇1 − 𝑇𝑠 𝑅𝑘

𝑇1 = (62.62 ∗ 103 𝑊) (2.65 ∗ 10−3 𝑞= 𝑅ℎ =

𝑇0 − 𝑇1 𝑅ℎ

200°𝐶−172.94°𝐶 62.62∗103 𝑊

°𝐶 ) + 7°𝐶 = 172.94 °𝐶 𝑊

= 4.32 ∗ 10−4

°𝐶 𝑊

[8]

𝑅ℎ = ℎ=

1 ℎ𝐴

1 (4.32 ∗

10−4 )(91.1𝑚2 )

= 25.40

𝑊 𝑚2 𝑘

Resultados. El calor necesario requerido en el ala para poder evitar la creación del hielo en las alas es: 𝑄 = 62.62 ∗ 103

𝑊 °𝐶

La temperatura a la que se debe mantener el ala para evitar la formación de hielo en el ala es aproximadamente: 170 °𝐶 El gasto másico del aire proveniente de las turbinas es: 𝑚 ̅ = 295.41

𝑘𝑔 𝑠

Conclusión. Durante el desarrollo de este trabajo se descubrió que un proceso aparentemente simple como volar tiene muchos aspectos en el que la ingeniería, con la ayuda de los aspectos físicos más básicos, ayuda a descubrir los materiales y dispositivos necesarios e indispensables para mantener la integridad de los pasajeros. Con base en el trabajo de investigación realizada, así como la aplicación de los conocimientos adquiridos durante el curso, tales como los fenómenos de calor por conducción y convección así como también el uso de las ecuaciones de capa límite con las cuales se logró obtener un coeficiente convectivo el cuál se podía tomar como referencia, se pudo obtener un resultado coherente para solventar la transferencia de calor hacia el ala; así como también la temperatura con la cual se puede mantener la aeronave segura, o al menos lograr la reducción del riesgo de la formación de hielo en la superficie alar. Se pudo encontrar el gasto másico aproximado de aire sangrado del motor, con el que se puede decir que es un valor real en la aviación. La elaboración de este trabajo permite conocer la aplicación de varias ramas que engloba la ingeniería, en este caso la transferencia de calor y su importancia en la

aviación, a pesar de que se puede pensar que esta rama de la física no tiene relación con la aeronáutica. Uno de los aspectos más importantes es la veracidad de los cálculos, puesto que estos son la base del desarrollo del diseño. Por otro lado, por más que se hagan minuciosamente, en la realidad hay factores externos que provocan cambios en los resultados, es por esto que se toman factores de seguridad tan amplios, para evitar que se provoque un accidente por parte de diseño. Aquí es donde el sector de la calidad juega uno de los papeles más importantes para verificar la seguridad de la tripulación y de los pasajeros en todo momento a pesar de las condiciones climáticas.

Bibliografía [1] Formación de hielo (Formación de hielo) en la aviación. Disponible en https://www.taringa.net/posts/cienciaeducacion/17382567/Formación de hielo-Formacion-de-Hielo---Aviacion.html [2] El formación de hielo Disponible en http://www.divulgameteo.es/uploads/Formación de hielo.pdf [3] Formación de hielo. ASOC. Pasión por volar Disponible en http://www.pasionporvolar.com/formacion-hielo-formación de hieloavion/ [4] Sistemas anti – hielo en ala y motor. Capitán Joe Disponible en https://www.youtube.com/watch?v=K7R0wzM2y6M [5] Hielo en aviación. Alas de plomo. 26 de junio de 2007 Disponible deshielo/

en

https://alasdeplomo.com/hielo-en-un-avion-capitulo-iii-antihielo-y-

[6] Fundamentals of heat and mass transfer. Frank Incropera. [7] Datasheet del motor Disponible en http://www.b737.org.uk/techspecsdetailed.htm [8] Datos del ala del avión. Disponible en https://www.todo-aviones.com.ar/usa/boeing737/ficha_737.htm [9] FEDERAL AVIATION ADMINISTRATION, “Aviation Maintenance Technician Handbook - Airframe Volume 2”, 2012, Oklahoma, USA: U.S. De parment of Transportation, pp 15-1 a 15-32.