2. Introducción I
La selección de perfiles aerodinámicos para rotores de
helicópteros es una tarea mucho más compleja que en el caso de
aeronaves de ala fija.
El ángulo de ataque y el número de Mach varían continuamente a
lo largo de la pala y durante su movimiento de rotación.
Por tanto, es muy complejo conseguir que una determinada forma
aerodinámica sea capaz de satisfacer de manera óptima un rango
tan amplio de condiciones aerodinámicas cambiantes.
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3. Introducción II
Actualmente y gracias a los avances en fabricación de
componentes en materiales compuestos es relativamente habitual
encontrar palas con varios perfiles a lo largo de su envergadura.
Debido a las extremas condiciones de operación con las que se
encuentran los perfiles de un rotor de helicóptero es necesario
realizar ensayos en túnel de viento para poder garantizar con
aceptable precisión y predictibilidad las características
aerodinámicas de los perfiles.
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4. Requisitos de perfiles para rotores I
®
Diagrama de operación de
un perfil: se representa el Ã=3¼=2
ángulo de ataque de una
determinada sección de la Ã= 0
pala en función del número de Ã= ¼
Mach parametrizado con la
x fijo
posición azimutal del perfil.
La condición de vuelo a punto ¹ fijo
fijo en esta representación Ã=¼=2
sería un punto M
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5. Requisitos de perfiles para rotores II
Para coeficientes de avance mayores el diagrama se dilata y
puede empezar a invadir restricciones claras en el funcionamiento
aerodinámico de los perfiles
el lado de avance presenta bajos ángulos de ataque y elevados
números de Mach. Fácilmente puede alcanzarse el mach de
divergencia, e incluso aparición de onda de choque.
el lado de retroceso presenta altos ángulos de ataque y bajos
números de Mach. Fácilmente pueden aparecer condiciones de
entrada en pérdida dinámica o estática.
Es interesante representar las restricciones asociadas a:
entrada en pérdida
Mach de divergencia
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6. Requisitos de perfiles para rotores III
¹
®
3¼=2
0
Mach divergencia
¼
¼=2
M
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7. Requisitos de perfiles para rotores IV
Los requisitos generales para un perfil de rotor de helicóptero son:
Coeficiente de sustentación máximo elevado.
Permite: rotores con solideces menores y, por tanto, más ligeros
¯
(CT /σ = 1/6Cl ); vuelos a grandes tracciones y por tanto mayor
maniobrabilidad.
Exige: espesor relativamente delgado; curvatura más o menos
elevada para proporcionar coeficientes de sustentación elevados.
Mach de divergencia elevado.
Permite: vuelos a velocidades de avance mayores sin aumentos de
potencia ni de ruido.
Exige: espesor suficientemente delgado.
Relación L/D lo más elevada posible en un amplio rango de
números de Mach. Esta característica proporciona baja potencia de
forma del rotor, mejores FM y menores velocidades de descenso
en autorrotación
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8. Requisitos de perfiles para rotores V
Coeficiente de momento del perfil bajo. Esta característica permite
minimizar vibraciones, momentos de torsión en la pala y mantener
las cargas del control dentro de márgenes razonables.
Evidentemente muchos de estos requisitos son contradictorios
entre sí por lo que es practicamente imposible satisfacer todos
con una sola forma aerodinámica.
Sin embargo se puede maximizar algunos de los parámetros de
las actuaciones aerodinámicas de los perfiles sin sacrificar
demasiado los otros.
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9. Compresibilidad I
Si se aumenta la velocidad de la corriente libre se alcanzarán
condiciones sónicas en la zona cercana al borde de ataque del
extradós. Este flujo transónico es difícil de analizar por la no
linealidad de las ecuaciones. Mach crítico, M ∗ .
Si continúa aumentando la velocidad de la corriente libre (o
ángulo de ataque) la zona supersónica aumentará su influencia
acabando en una onda de choque prácticamente perpendicular al
extradós. Está situación produce un aumento inevitable de la
resistencia.
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10. Compresibilidad II
Aumento adicional de la velocidad de la corriente libre (o ángulo
de ataque) producirá
aumento de la intensidad de la onda de choque
desplazamiento de la onda hacia el borde de salida
aumento generalizado de la zona de influencia del régimen
supersónico
inclinación de la onda de choque
A partir de un aumento de la velocidad de la corriente libre (o
ángulo de ataque) se podrá desarrollar una onda de choque
también en el intradós. Ésta se extenderá hacia el borde de salida
a medida que se intensifique la velocidad de la corriente libre. A
partir de una determinada velocidad la intensidad de la onda de
choque será la suficiente como para producir gradientes de
presión capaces de desprender la corriente, produciéndose la
entrada en pérdida inducida por onda de choque.
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12. Compresibilidad IV
Los efectos de compresibilidad pueden aparecer antes de que se
alcance el Mach crítico. Valores de Mach del orden de 0.3 pueden
producir que en la zona de retroceso de la pala aparezcan zonas
supercríticas cerca del borde de ataque debido a los elevados
ángulos de ataque.
Por tanto, es necesario tener en cuenta estas consideraciones
para que al seleccionar el perfil sea capaz de funcionar en estas
condiciones.
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13. Efecto de la compresibilidad I
Los efectos de compresibilidad se manifiestan como un aumento
del ángulo de ataque y por tanto un aumento de la sustentación
del perfil. Factor de corrección de Glauert:
2π
Clα (M∞ ) =
2
1 − M∞
Experimentalmente se ha comprobado que la corrección de
Glauert para la pendiente de la curva de sustentación proporciona
buenos resultados hasta que se alcanza el Mach crítico M ∗ .
A partir del Mach crítico, debido al desarrollo de ondas de choque
y su interacción con la capa límite, aparece una reducción de la
pendiente de la curva de sustentación.
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14. Efecto de la compresibilidad II
[Lei02]
Los efectos de compresibilidad hacen que el centro aerodinámico
se traslade hacia la parte del borde de salida, desde el 1/4 de la
cuerda hasta el 1/2.
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15. Efecto de la compresibilidad III
El coeficiente de momentos muestra una variación abrupta del
momento hacia abajo produciéndose un aumento de las cargas
del control y puede limitar la velocidad de avance. En la mayor
parte de los perfiles este fenómeno aparece en números de Mach
mayores que el Mach de divergencia
Los perfiles simétricos no muestran este tipo de efecto de forma
tan acusada
Perfiles supercríticos producen un aumento en el número de
Mach en el que aparece este fenómeno.
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16. Efecto de la compresibilidad IV
Desde un punto de vista del consumo de potencia del rotor el
efecto del coeficiente de resistencia con los efectos de
compresibilidad son importantes.
Para números de Mach bajos la resistencia permanece constante
hasta alcanzar el Mach de divergencia.
Aumentos de espesor y de curvatura conducen a Mach de
divergencia menores.
Perfiles delgados presentan elevados Mach de divergencia por lo
que son una elección razonable para la zona de la punta de la
pala.
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17. Efecto de la forma en el momento I
El momento de cabeceo que puede ser tolerado para un rotor
dado depende de:
características dinámicas y estructurales de la pala
tipo de buje
sistema de control
El efecto de la forma del perfil en los momentos aerodinámicos es
de fundamental importancia en la selección de los perfiles de una
pala.
Tradicionalmente se emplearon perfiles simétricos (con bajos
coeficientes de momento). Actualmente el uso de sistemas de
control sobre los mandos y mayores rigideces torsionales
conseguidas por el uso de materiales compuestos permiten el
uso de perfiles con curvatura en el diseño de palas de rotor.
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18. Efecto de la forma en el momento II
[Lei02]
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19. Efecto de la forma en el momento III
El empleo de palas con variación del tipo de perfil a lo largo de la
envergadura ayuda a que el momento resultante sea minimizado.
Generalmente este compromiso se puede alcanzar mediante el
uso de perfiles con curvatura reflejada en el borde de salida en la
zona radial interior de la pala. Estos perfiles proporcionan menor
sustentación y menor coeficiente aerodinámico.
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20. Empleo de tabs
En algunos helicópteros el uso de tabs de
borde de salida permite contrarrestar los
momentos de los perfiles de alta
sustentación producidos por curvatura
elevada en el borde de ataque a la vez
que mantienen los efectos de elevada
sustentación.
En general tabs grandes pueden
conseguir importantes reducciones de
momento sin penalizar la sustentación
[Lei02]
Deflexiones del tab mayores que ángulos
de ataque del orden de 5o se traducen en
disminuciones de la sustentación y
aumento de la resistencia.
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21. Influencia de la distribución de espesor I
Proporcionar variación del espesor del perfil aerodinámico a lo
largo de la pala puede producir importantes mejoras en el
rendimiento aerodinámico del rotor.
Por ejemplo: los perfiles simétricos de la serie NACA, presentan
un coeficiente de resistencia Cd0 que varía en función del espesor
según
t
Cd0 ≈ 0,007 + 0,025 0,06 ≤ t/c ≤ 0,24
c
donde t/c es la relación entre el espesor y la cuerda.
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22. Influencia de la distribución de espesor II
Se considera una variación con la envergadura de espesor según
(t/c) = 0,12 − 0,04 x, entonces el coeficiente de potencia de
forma del rotor será:
1
σ
CP0 = Cd0 (x)x 3 dx
2 0
σ 1
CP0 = (0,007 + 0,025 (0,12 − 0,04 x)) x 3 dx
2 0
σ
CP0 = (0,0092)
8
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23. Influencia de la distribución de espesor III
Este valor representa una reducción del 8 % en potencia de forma
cuando se compara con el valor habitual para perfiles simétricos
que corresponde a σ(0,01)/8.
Esta reducción puede presentar una mejora de la FM de un 1 % a
2%
Evidentemente la decisión de la distribución de espesor a lo largo
del envergadura debe de ir acompañada de consideraciones
estructurales.
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24. Entrada en pérdida I
A bajas velocidades existen tres tipos de entrada en pérdida
1 Entrada en pérdida de perfiles delgados (NACA 63-006) :
desprendimiento y posterior readhesión.
2 Entrada en pérdida de borde de ataque (NACA 63-012):
desprendimiento repentino de la capa límite.
3 Entrada en pérdida de borde de salida (NACA 63-015, 63-021):
desarrollo de capa límite laminar y posterior transición a capa límite
turbulenta produciéndose en las proximidades del borde de salida
el desprendimiento de la capa límite turbulenta.
La mayoría de los perfiles empleados en rotores presentan
entradas en pérdida de borde de ataque o salida a bajos y
moderadamente elevados números de Mach.
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25. Entrada en pérdida II
[Lei02]
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26. Entrada en pérdida III
Una forma evidente de conseguir elevar el coeficiente de
sustentación máximo es aumentar el espesor. Aumentos de
espesor superiores al 12 % no implican mejoras en este aspecto.
Otra posibilidad es evidentemente emplear para el mismo espesor
una mayor curvatura en el borde de ataque. (pasar del NACA
0012 al NACA 2321)
Efecto del número de Reynolds: dado que al aumentar el número
de Reynolds los esfuerzos inerciales serán mayores la capa límite
será más delgada y se retrasará el inicio de la separación
produciéndose, en general mayores coeficientes de sustentación.
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27. Entrada en pérdida IV
[Lei02]
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28. Entrada en pérdida V
Efecto del número de Mach: desde el punto de vista del
coeficiente de sustentación al aumentar el número de Mach el
coeficiente de sustentación máximo decrece de forma general.
Sin embargo, existen familias de perfiles que presentan una
mejora del coeficiente de sustentación máximo para altos
números de Mach (para condiciones determinadas de ángulo de
ataque y numero de Mach, y muestran importantes
penalizaciones en sustentación y resistencia en funcionamiento
fuera de estos valores).
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29. Familias de perfiles para rotores I
Con un diseño apropiado de la forma de la pala y una variación
correcta del tipo de perfiles a lo largo de la pala, los helicópteros
convencionales actuales pueden fácilmente conseguir un
compromiso razonable entre los efectos de compresibilidad y la
entrada en pérdida que les permita alcanzar velocidades de
crucero de hasta 370 km/h.
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30. Familias de perfiles para rotores II
Perfiles simétricos NACA-0012 y NACA-0015. Hasta los años 60
estos perfiles simétricos fueron los más empleados en rotores
debido a que representaban el mejor compromiso entre los
diversos requisitos pedidos a los perfiles de helicópteros. En
concreto:
momento aerodinámico pequeño
buenas actuaciones a bajas velocidades por su relativamente alto
coeficiente de sustentación
buenas actuaciones a altas velocidades (transónico) por su
relativamente alto Mach de divergencia
espesor relativo elevado que permitía obtener rigidez estructural
adecuada manteniendo el peso de la pala en valores mínimos.
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31. Familias de perfiles para rotores III
Boeing desarrolló (1975-1987) la familia de perfiles Vertol
diseñada con la ayuda de métodos numéricos basados en el
análisis de la interacción de la capa límite con un método potencial
junto con un análisis del flujo transónico viscoso.
Los perfiles VR-12 y VR-15 son el mejor compromiso entre máximo
coeficiente de sustentación elevado a bajos números de Mach,
elevados Mach de divergencia y limitaciones en las cargas de
control (momentos aerodinámicos bajos)
Se han empleado en la fabricación de palas de helicópteros de
producción
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32. Familias de perfiles para rotores IV
ONERA desarrolló en los años 70 la familia de perfiles OA
pretende combinar altos coeficientes de sustentación máximos a
bajos números de Mach y altos números de Mach de divergencia.
Se han empleado en la fabricación de palas de helicópteros de
producción (Aerospatiale SA 365 N Dauphin)
Desde finales de los años 60 RAE y Westland Helicopters
desarrollan perfiles para rotores.
Algunos con curvatura en el borde de ataque y/o curvatura
reflejada.
Ejemplo: RAE-9648.
Se han empleado en la fabricación de palas de helicópteros de
producción (Lynx)
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33. Familias de perfiles para rotores V
Finales de los 70 principio de los 80 NASA desarrollo la serie de
perfiles NASA RC. Estos perfiles presentan elevados coeficientes
de sustentación y bajos momentos aerodinámicos.
Serie RC(3) emplea curvatura delantera, curvatura reflejada en la
parte del borde de salida y distribución de espesor de tipo
supercrítico para conseguir elevados coeficientes de sustentación,
bajos momentos aerodinámicos y elevados Mach de divergencia.
Serie RC(4) Serie de perfiles con elevado coeficiente de
sustentación máximo. Se emplean para la parte exterior de la pala.
Serie RC(5) Similar a la serie RC(4). Presentan menor espesor en
la zona delantera del punto de máximo espesor. Se emplean para
la parte exterior de la pala.
Serie RC(6) desarrollada a partir de la serie RC(3). Esta serie de
perfiles se desarrolló para optimizar la punta de la pala.
Todavía no han sido empleados en la fabricación de palas de
helicópteros de producción.
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34. Rotor BERP I
El rotor BERP (British Experimental Rotor Program) fue diseñado
para conseguir encontrar el equilibrio óptimo entre los criterios
aerodinámicos que afectan al lado de avance y el lado de
retroceso.
Este programa de investigación y desarrollo tiene el récord de
velocidad de avance de un helicóptero convencional Lynx (1986)
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35. Rotor BERP II
La pala BERP emplea perfiles aerodinámicos de la familia RAE
RAE 9634 situado x = 0,85 − 1,0. Este perfil presenta espesor
relativo bastante bajo para proporcionar un Mach de divergencia lo
más elevado posible. Dispone además de cierta curvatura para
conseguir ondas de choque lo más débiles posible y momentos
aerodinámicos pequeños.
RAE 9645 situado x = 0,65 − 0,85. Este perfil presenta elevada
curvatura en la parte trasera. Presenta un elevado coeficiente de
sustentación máximo, 1.55. Esta elevada capacidad sustentadora
es conseguida con la penalización de introducir elevados
momentos aerodinámicos.
RAE 9648 situado x < 0,65. Permite compensar el elevado
momento aerodinámico introducido por el perfil RAE 9645 ya que
este perfil presenta curvatura reflejada en la parte trasera. El
coeficiente de sustentación máximo es menor lo cual no es
decisivo al estar en la parte de la pala en la que la contribución de
la sustentación no es tan importante.
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36. Rotor BERP III
La punta de pala presenta flecha aerodinámica continua para
conseguir retrasar los efectos de compresibilidad.
Un aspecto distintivo del diseño BERP es la distribución de área
en la punta de pala. La distribución de cuerdas está configurada
de tal manera que el centro de presiones se encuentre situado lo
más cerca posible del centro elástico de la pala.
Para conseguir esta alineación de centros, se desplaza hacia
adelante el eje de 1/4 de la cuerda a partir de x = 0,86. Este
desplazamiento produce una importante discontinuidad en el
borde de ataque de la pala, entalla.
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37. Rotor BERP IV
[Lei02]
Como se comentó anteriormente, la flecha aerodinámica ayuda a
mejorar la situación aerodinámica en el lado de avance pero
puede estropear el lado de retroceso.
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38. Rotor BERP V
EL BERP también incorpora mejoras para conseguir operar a
elevados ángulos de ataque sin entrada en pérdida.
El mecanismo empleado para conseguir elevados ángulos de
ataque sin entrada en pérdida se basa en la generación de flujos
turbillonarios que mejoren la sustentación y retrase la entrada en
pérdida en la zona de la punta de la pala.
Para conseguir retrasar la entrada en pérdida en la zona de la
punta de la pala se proporciona a los perfiles un redondeo en el
borde de ataque que permitan generar un torbellino de punta que
comienza a desarrollarse antes de la punta de la pala y que
siguiendo la forma de la flecha aerodinámica es arrojado a la
estela. A medida que se alcanzan mayores ángulos de ataque el
punto de generación del torbellino se mueve hacia la zona de la
entalla.
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39. Rotor BERP VI
Se ha demostrado experimentalmente la existencia de un
segundo torbellino generado directamente en la zona de la entalla
y que se desarrolla a través de la cuerda de la pala. Este
torbellino actúa como una valla aerodinámica y retrasa que la
zona de desprendimiento invada la punta de la pala. Simulaciones
numéricas parecen apuntar que en condiciones de alta velocidad
la entalla ayuda a reducir la intensidad de la ondas de choque de
la región de la punta de pala.
Se ha comprobado que incrementos adicionales en el ángulo de
ataque apenas producen cambios en la estructura del flujo
anteriormente descrito. Esta situación se mantiene hasta alcanzar
ángulos de ataque en torno a 22 grados donde se produce el
desprendimiento de la corriente.(configuraciones convencionales
alcanzan la situación de desprendimiento en torno a 12 grados)
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41. Rotor BERP VIII
Resumiendo, la configuración BERP consigue:
disminuir los efectos de compresibilidad en el lado de avance
retrasar el inicio de la entrada en pérdida en el lado de retroceso
Ensayos en vuelo han confirmado ambos aspectos. La
configuración BERP claramente muestra un aumento
considerable de la envolvente operacional cuando es comparada
con una pala convencional.
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