diseño conceptual del rotor principal referencia básica...

Diseño conceptualDiseño conceptual del rotor principal

Referencia Básica [Lei02]

Helicópteros () Diseño Rotor principal 1 / 25

Requisitos del diseño I

El diseño de un helicóptero implica un entorno multidisciplinar.Diseño civil: costes de operación y de compra bajos, altaseguridad, elevada fiabilidad mecánica, mínimo mantenimiento,ruido mínimo y confort de pasajerosDiseño militar: flexibilidad operacional, adaptabilidad, elevada vidade componentes, continuas actualizaciones ymejoras,vulnerabilidad y capacidad de supervivenciaLos requisitos generales del proceso de diseño de un helicóptero:

capacidad de vuelo a punto fijomáxima carga de pagoalcance y autonomíavelocidad de crucero y máxima velocidad vuelo equilibradoactuaciones de ascensomaniobrabilidad y agilidad


Requisitos del diseño II

Restricciones generales en el proceso de diseño de unhelicóptero

máxima carga discal del rotor principalmáximo tamaño del helicópteroactuaciones con un motor inoperativocapacidad autorrotativaproblemas de ruidodetectabilidadcertificación civilrequisitos de aceptación militares


Diseño del rotor principal

El diseño preliminar del rotor principal debe considerar lossiguientes aspectos

Dimensionado general:

diámetro del rotor principalcarga discalvelocidad de punta de pala

Geometría de la pala:

distribución de cuerdasnúmero de palastorsión geométrica de la palaforma de la punta de la pala

Secciones aerodinámicas (en rotores actuales la elección dediferentes formas aerodinámicas en la pala suele ser un opción aconsiderar).


Diámetro I

En vuelo a punto fijo, para un peso determinado, un diámetrogrande implica bajas cargas discales, menores velocidadesinducidas y menores potencias inducidas:

Pi0 =W 3/2√

2ρA

Por otro lado, radio mayor implica potencia parásita mayor.En tal caso, interesará que FM sea lo mayor posible. Recordandoque PL = T/P ∼ FM/

√DL, interesa que PL sea máximo. De

TEP+TCM se puede obtener que CT |PLmax= 1/2

(σCd0/κ

)2/3, porlo que la carga discal correspondiente es

DL =WπR2 =

ρ (ΩR)2

2

(σCd0

κ

)2/3


Diámetro IIConocidas las estimaciones de solidez, perfil, velocidad angular ypeso se puede obtener el diámetro óptimo para maximizar lacarga de potencia.Ahora bien, el PL máximo se sitúa en una zona bastante planapor lo que es bastante insensible al CT . Por tanto se dispone decierta flexibilidad para elegir un diámetro próximo al óptimo y quesatisfaga otras restricciones.

0 0.001 0.002 0.003 0.004 0.005 0.006 0.007 0.008 0.009 0.010

0.02

0.04

0.06

0.08

0.1

0.12

0.14

0.16

0.18

0.2

CT

Cp /

CT

NACA TN−626 σ=0.0424NACA TN−626 σ=0.0636NACA TN−626 σ=0.0849NACA TN−626 σ=0.1061TEP σ=0.0424TEP σ=0.0636TEP σ=0.0849TEP σ=0.1061


Diámetro IIIAutorrotación: grandes diámetros implican también buenascaracterísticas en autorrotación porque son capaces dealmacenar mayores cantidades de energía cinética rotacional.Los inconvenientes de grandes diámetros de rotor sonhelicópteros 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 ymenores deflexiones estáticas de las palas. Este último motivohace que normalmente el diámetro del rotor principal semantenga por debajo de 24 m.


Diámetro IV

Variación con el peso:


Diámetro V

Generalmente actuaciones en vuelo a punto fijo suelenbeneficiarse de grandes diámetros.

Por contra grandes diámetros dificultan el vuelo en avance.

Por tanto los fabricantes de helicópteros deben intentar encontrarel rotor con menor diámetro que satisfaga las especificacionesimpuestas a la aeronave.


Velocidad de punta de pala I

Ventajas de velocidades de punta elevadas:

Para un área y coeficiente de avance dados, Ω ↑ disminuyen lasvelocidades en la zona de retroceso y retrasan por tanto la entradaen pérdida aerodinámica.Se aumenta la capacidad de almacenar energía de rotación y portanto las actuaciones en autorrotación mejoran.Para una potencia dada, se obtienen menores pares motores por loque las cajas de engranajes y transmisión pueden ser más ligeras.

Inconvenientes:

Compresibilidad. Aumenta el mach de punta de pala y alacercarse al mach de divergencia se produce un aumento de lapotencia. Reducir la velocidad de punta de pala permitevelocidades de avance mayores antes de alcanzar el mach dedivergencia.


Velocidad de punta de pala IIRuido. A medida que el mach de punta de pala aumenta el ruidodel rotor se hace mayor.

Límite de energía cinética almacenada

Límite de ruido aceptable

Punto de diseño

en el lado de retroceso(depende de los perfiles)

y de los perfiles)

en el lado de avance(depende de la forma de la punta

Vel

ocid

ad d

e pu

nta

de p

ala

Velocidad de avance

El límite de velocidad de punta de pala suele establecerse en elentorno de 207 m/s.


Velocidad de punta de pala III


Solidez del rotor I

Valores característicos σ ∼ 0,08− 0,012

La solidez junto con el coeficiente de tracción dan una medida delvalor medio del coeficiente de sustentación. Recordar que:CT/σ = Cl/6.

Valores característicos Cl ∼ 0,4− 0,7

Disminuir la solidez no implica una disminución de la potencia deforma, pues el coeficiente de resistencia aumenta al aumentar elcoeficiente de sustentación para una tracción dada.


Solidez del rotor II


Solidez del rotor III

La elección de la solidez requiere tener muy presente los límitesde entrada en pérdida.

Disminuir la solidez implica disminuir el margen para la entrada enpérdida, porque se incrementan el coeficiente de sustentaciónmedio y local para una tracción dada.Dado que el inicio de la entrada en pérdida fija los límites de laactuación del rotor, es fundamental proporcionar suficiente margenpara permitir maniobras y control en presencia de ráfagas.La especificación de este margen establece el valor mínimo desolidez.Por ejemplo, un helicóptero de combate siempre necesitará unmayor margen de entrada en pérdida que uno de transporte.El inicio de la entrada en pérdida en el lado de retroceso tambiénlimita las actuaciones del rotor.


Número de palas I

La selección del número de palas se basa más en criteriosestructurales y dinámicos que en aerodinámicosHelicópteros ligeros suelen presentar 2 palasHelicópteros pesados suelen tener 4,5,6 palasBajo número de palas reduce el peso total de palas y buje,disminuye resistencia del buje y proporciona mejor fiabilidad yfacilidad de mantenimiento.Alto número de palas disminuye en general el nivel de vibracionestransmitido a la estructura y reducen ligeramente las pérdidas depunta de pala.Un número elevado de palas, para la misma tracción, producentorbellinos de punta de pala más débiles disminuyendo por tantolas cargas debidas a la interacción entre torbellinos y pala.


Número de palas II

Sin embargo, con un número de palas mayor, el número deposibles interacciones entre pala y torbellino, aumenta. Estoafectará tanto a la frecuencia como a la direccionalidad del ruidoaerodinámico.

En general, el problema se complica y es difícil hacergeneralizaciones.

Las actuaciones en vuelo a punto fijo apenas se ven afectadaspor el número de palas siendo realmente secundario.


Torsión geométrica de la pala I

En vuelo a punto fijo se ha demostrado que torsión negativaayuda a disminuir la potencia inducida. Por tanto, un usoapropiado de la torsión geométrica ayuda a mejorar el FM.


Torsión geométrica de la pala II

Sin embargo, en vuelo de avance, elevadas torsiones negativaspueden producir deterioro de las actuaciones.Esto es debido a que los ángulos de ataque de la punta de paladel lado de avance se ven reducidos por lo que se disminuye latracción y por tanto la fuerza propulsiva.La mayoría de los helicópteros presentan torsiones entre 8 y 15grados. Este rango parece ser el mejor compromiso para podermaximizar las actuaciones de vuelo a punto fijo y las de vuelo deavance.Algunos fabricantes han elegido estrategias basadas en torsionesno lineales o torsión doblemente lineal para conseguir reducir latorsión efectiva o incluso invertirla cerca de la punta de la pala deforma que se ayude a las actuaciones en vuelo de avancemanteniendo las actuaciones en vuelo axial.


Forma de la pala. Distribución de cuerda I

Se ha estudiado que la forma de la pala, y la reducción de cuerdahacia la punta mejora considerablemente las actuaciones envuelo a punto fijo.

Pequeñas reducciones de cuerda en la zona de la punta puedentraducirse en elevadas mejoras del FM.


Forma de la pala. Distribución de cuerda II


Forma de la punta de pala I

La forma de la punta de pala desempeña un papel fundamentalen las actuaciones del rotor. Debido a que:

la punta de la pala opera con los números de Mach y presionesdinámicas mas elevadases donde se producen los torbellinos de punta.

El diseño de puntas de pala suele incorporar tres configuracionesgeométricas básicas:

(taper) estrechamiento o forma trapezoidal.(swept) flecha.(anhedral) diedro.


Forma de la punta de pala II


Forma de la punta de pala III

Flecha aerodinámica:

Reduce el mach normal al borde de ataque de la pala permitiendoalcanzar velocidades de avance mayores antes de que aparezcanefectos de compresibilidad.Modifica tanto la formación del torbellino de punta de pala, suposición cuando es arrojado a la estela así como la estructuraglobal de la estela. El análisis de esta situación es motivo de partede la investigación actual. Se espera que la resolución de esteproblema conduzca al diseño de palas óptimas que minimicenpotencia inducida.

Se ha demostrado experimentalmente que la combinación deperfiles y de formas trapezoidales de punta de pala minimiza lapotencia de forma y mejora la eficiencia global del crucero a altasvelocidades.


Forma de la punta de pala IV

El diedro consigue básicamente reducir la interferenciaaerodinámica entre las palas, ya que permite alejar el torbellinode punta entre cada pala así como una reducción de la intensidadde dicho torbellino.


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