Diseño conceptual. Diseño conceptual del rotor principal. Referencia Básica [Lei02] Helicópteros () Diseño Rotor principal 1 / 25

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1 Diseño conceptual Diseño conceptual del rotor principal Referencia Básica [Lei02] Helicópteros () Diseño Rotor principal 1 / 25

2 Requisitos del diseño I El diseño de un helicóptero implica un entorno multidisciplinar. Diseño civil: costes de operación y de compra bajos, alta seguridad, elevada fiabilidad mecánica, mínimo mantenimiento, ruido mínimo y confort de pasajeros Diseño militar: flexibilidad operacional, adaptabilidad, elevada vida de componentes, continuas actualizaciones y mejoras,vulnerabilidad y capacidad de supervivencia Los requisitos generales del proceso de diseño de un helicóptero: capacidad de vuelo a punto fijo máxima carga de pago alcance y autonomía velocidad de crucero y máxima velocidad vuelo equilibrado actuaciones de ascenso maniobrabilidad y agilidad Helicópteros () Diseño Rotor principal 2 / 25

3 Requisitos del diseño II Restricciones generales en el proceso de diseño de un helicóptero máxima carga discal del rotor principal máximo tamaño del helicóptero actuaciones con un motor inoperativo capacidad autorrotativa problemas de ruido detectabilidad certificación civil requisitos de aceptación militares Helicópteros () Diseño Rotor principal 3 / 25

4 Diseño del rotor principal El diseño preliminar del rotor principal debe considerar los siguientes aspectos Dimensionado general: diámetro del rotor principal carga discal velocidad de punta de pala Geometría de la pala: distribución de cuerdas número de palas torsión geométrica de la pala forma de la punta de la pala Secciones aerodinámicas (en rotores actuales la elección de diferentes formas aerodinámicas en la pala suele ser un opción a considerar). Helicópteros () Diseño Rotor principal 4 / 25

5 Diámetro I En vuelo a punto fijo, para un peso determinado, un diámetro grande implica bajas cargas discales, menores velocidades inducidas y menores potencias inducidas: P i0 = W 3/2 2ρA Por otro lado, radio mayor implica potencia parásita mayor. En tal caso, interesará que FM sea lo mayor posible. Recordando que PL = T /P FM/ DL, interesa que PL sea máximo. De TEP+TCM se puede obtener que C T PLmax = 1/2 ( σc d0 /κ ) 2/3, por lo que la carga discal correspondiente es DL = W πr 2 = ρ (ΩR)2 2 ( σcd0 κ ) 2/3 Helicópteros () Diseño Rotor principal 5 / 25

6 Diámetro II Conocidas las estimaciones de solidez, perfil, velocidad angular y peso se puede obtener el diámetro óptimo para maximizar la carga de potencia. Ahora bien, el PL máximo se sitúa en una zona bastante plana por lo que es bastante insensible al C T. Por tanto se dispone de cierta flexibilidad para elegir un diámetro próximo al óptimo y que satisfaga otras restricciones NACA TN 626 σ= NACA TN 626 σ= NACA TN 626 σ= NACA TN 626 σ= TEP σ= TEP σ= TEP σ= TEP σ= C p / C T C T Helicópteros () Diseño Rotor principal 6 / 25

7 Diámetro III Autorrotación: grandes diámetros implican también buenas características en autorrotación porque son capaces de almacenar mayores cantidades de energía cinética rotacional. Los inconvenientes de grandes diámetros de rotor son helicópteros más grandes, pesos y costes más elevados, maniobrabilidad, etc... Diámetros pequeños implican bujes más pequeños y ligeros, menor potencia parásita, más eficientes en general en crucero y menores deflexiones estáticas de las palas. Este último motivo hace que normalmente el diámetro del rotor principal se mantenga por debajo de 24 m. Helicópteros () Diseño Rotor principal 7 / 25

8 Diámetro IV Variación con el peso: Helicópteros () Diseño Rotor principal 8 / 25

9 Diámetro V Generalmente actuaciones en vuelo a punto fijo suelen beneficiarse de grandes diámetros. Por contra grandes diámetros dificultan el vuelo en avance. Por tanto los fabricantes de helicópteros deben intentar encontrar el rotor con menor diámetro que satisfaga las especificaciones impuestas a la aeronave. Helicópteros () Diseño Rotor principal 9 / 25

10 Velocidad de punta de pala I Ventajas de velocidades de punta elevadas: Para un área y coeficiente de avance dados, Ω disminuyen las velocidades en la zona de retroceso y retrasan por tanto la entrada en pérdida aerodinámica. Se aumenta la capacidad de almacenar energía de rotación y por tanto las actuaciones en autorrotación mejoran. Para una potencia dada, se obtienen menores pares motores por lo que las cajas de engranajes y transmisión pueden ser más ligeras. Inconvenientes: Compresibilidad. Aumenta el mach de punta de pala y al acercarse al mach de divergencia se produce un aumento de la potencia. Reducir la velocidad de punta de pala permite velocidades de avance mayores antes de alcanzar el mach de divergencia. Helicópteros () Diseño Rotor principal 10 / 25

11 Velocidad de punta de pala II Ruido. A medida que el mach de punta de pala aumenta el ruido del rotor se hace mayor. Velocidad de punta de pala Límite de ruido aceptable Punto de diseño Límite de energía cinética almacenada en el lado de avance (depende de la forma de la punta y de los perfiles) en el lado de retroceso (depende de los perfiles) Velocidad de avance El límite de velocidad de punta de pala suele establecerse en el entorno de 207 m/s. Helicópteros () Diseño Rotor principal 11 / 25

12 Velocidad de punta de pala III Helicópteros () Diseño Rotor principal 12 / 25

13 Solidez del rotor I Valores característicos σ 0,08 0,012 La solidez junto con el coeficiente de tracción dan una medida del valor medio del coeficiente de sustentación. Recordar que: C T /σ = C l /6. Valores característicos C l 0,4 0,7 Disminuir la solidez no implica una disminución de la potencia de forma, pues el coeficiente de resistencia aumenta al aumentar el coeficiente de sustentación para una tracción dada. Helicópteros () Diseño Rotor principal 13 / 25

14 Solidez del rotor II Helicópteros () Diseño Rotor principal 14 / 25

15 Solidez del rotor III La elección de la solidez requiere tener muy presente los límites de entrada en pérdida. Disminuir la solidez implica disminuir el margen para la entrada en pérdida, porque se incrementan el coeficiente de sustentación medio y local para una tracción dada. Dado que el inicio de la entrada en pérdida fija los límites de la actuación del rotor, es fundamental proporcionar suficiente margen para permitir maniobras y control en presencia de ráfagas. La especificación de este margen establece el valor mínimo de solidez. Por ejemplo, un helicóptero de combate siempre necesitará un mayor margen de entrada en pérdida que uno de transporte. El inicio de la entrada en pérdida en el lado de retroceso también limita las actuaciones del rotor. Helicópteros () Diseño Rotor principal 15 / 25

16 Número de palas I La selección del número de palas se basa más en criterios estructurales y dinámicos que en aerodinámicos Helicópteros ligeros suelen presentar 2 palas Helicópteros pesados suelen tener 4,5,6 palas Bajo número de palas reduce el peso total de palas y buje, disminuye resistencia del buje y proporciona mejor fiabilidad y facilidad de mantenimiento. Alto número de palas disminuye en general el nivel de vibraciones transmitido a la estructura y reducen ligeramente las pérdidas de punta de pala. Un número elevado de palas, para la misma tracción, producen torbellinos de punta de pala más débiles disminuyendo por tanto las cargas debidas a la interacción entre torbellinos y pala. Helicópteros () Diseño Rotor principal 16 / 25

17 Número de palas II Sin embargo, con un número de palas mayor, el número de posibles interacciones entre pala y torbellino, aumenta. Esto afectará tanto a la frecuencia como a la direccionalidad del ruido aerodinámico. En general, el problema se complica y es difícil hacer generalizaciones. Las actuaciones en vuelo a punto fijo apenas se ven afectadas por el número de palas siendo realmente secundario. Helicópteros () Diseño Rotor principal 17 / 25

18 Torsión geométrica de la pala I En vuelo a punto fijo se ha demostrado que torsión negativa ayuda a disminuir la potencia inducida. Por tanto, un uso apropiado de la torsión geométrica ayuda a mejorar el FM. Helicópteros () Diseño Rotor principal 18 / 25

19 Torsión geométrica de la pala II Sin embargo, en vuelo de avance, elevadas torsiones negativas pueden producir deterioro de las actuaciones. Esto es debido a que los ángulos de ataque de la punta de pala del lado de avance se ven reducidos por lo que se disminuye la tracción y por tanto la fuerza propulsiva. La mayoría de los helicópteros presentan torsiones entre 8 y 15 grados. Este rango parece ser el mejor compromiso para poder maximizar las actuaciones de vuelo a punto fijo y las de vuelo de avance. Algunos fabricantes han elegido estrategias basadas en torsiones no lineales o torsión doblemente lineal para conseguir reducir la torsión efectiva o incluso invertirla cerca de la punta de la pala de forma que se ayude a las actuaciones en vuelo de avance manteniendo las actuaciones en vuelo axial. Helicópteros () Diseño Rotor principal 19 / 25

20 Forma de la pala. Distribución de cuerda I Se ha estudiado que la forma de la pala, y la reducción de cuerda hacia la punta mejora considerablemente las actuaciones en vuelo a punto fijo. Pequeñas reducciones de cuerda en la zona de la punta pueden traducirse en elevadas mejoras del FM. Helicópteros () Diseño Rotor principal 20 / 25

21 Forma de la pala. Distribución de cuerda II Helicópteros () Diseño Rotor principal 21 / 25

22 Forma de la punta de pala I La forma de la punta de pala desempeña un papel fundamental en las actuaciones del rotor. Debido a que: la punta de la pala opera con los números de Mach y presiones dinámicas mas elevadas es donde se producen los torbellinos de punta. El diseño de puntas de pala suele incorporar tres configuraciones geométricas básicas: (taper) estrechamiento o forma trapezoidal. (swept) flecha. (anhedral) diedro. Helicópteros () Diseño Rotor principal 22 / 25

23 Forma de la punta de pala II Helicópteros () Diseño Rotor principal 23 / 25

24 Forma de la punta de pala III Flecha aerodinámica: Reduce el mach normal al borde de ataque de la pala permitiendo alcanzar velocidades de avance mayores antes de que aparezcan efectos de compresibilidad. Modifica tanto la formación del torbellino de punta de pala, su posición cuando es arrojado a la estela así como la estructura global de la estela. El análisis de esta situación es motivo de parte de la investigación actual. Se espera que la resolución de este problema conduzca al diseño de palas óptimas que minimicen potencia inducida. Se ha demostrado experimentalmente que la combinación de perfiles y de formas trapezoidales de punta de pala minimiza la potencia de forma y mejora la eficiencia global del crucero a altas velocidades. Helicópteros () Diseño Rotor principal 24 / 25

25 Forma de la punta de pala IV El diedro consigue básicamente reducir la interferencia aerodinámica entre las palas, ya que permite alejar el torbellino de punta entre cada pala así como una reducción de la intensidad de dicho torbellino. Helicópteros () Diseño Rotor principal 25 / 25

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