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Diseño conceptual
                   Diseño conceptual. Perfiles aerodinámicos




Referencia Básica [Lei02]




     Helicópteros ()                 Diseño            Perfiles aerodinámicos   1 / 41
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.




     Helicópteros ()          Diseño            Perfiles aerodinámicos   2 / 41
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.




     Helicópteros ()            Diseño             Perfiles aerodinámicos   3 / 41
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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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




     Helicópteros ()               Diseño              Perfiles aerodinámicos   5 / 41
Requisitos de perfiles para rotores III
                                           ¹
           ®

                       3¼=2

                                           0
                                               Mach divergencia
                              ¼



                                  ¼=2
                                                  M


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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

    Helicópteros ()                     Diseño                  Perfiles aerodinámicos   7 / 41
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.




    Helicópteros ()                Diseño               Perfiles aerodinámicos   8 / 41
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.




    Helicópteros ()            Diseño              Perfiles aerodinámicos   9 / 41
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.

    Helicópteros ()               Diseño              Perfiles aerodinámicos   10 / 41
Compresibilidad III




                                 [Lei02]


     Helicópteros ()   Diseño   Perfiles aerodinámicos   11 / 41
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.




    Helicópteros ()            Diseño             Perfiles aerodinámicos   12 / 41
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.


     Helicópteros ()           Diseño              Perfiles aerodinámicos   13 / 41
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.


     Helicópteros ()            Diseño             Perfiles aerodinámicos   14 / 41
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.




     Helicópteros ()           Diseño             Perfiles aerodinámicos   15 / 41
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.




     Helicópteros ()           Diseño            Perfiles aerodinámicos   16 / 41
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.

    Helicópteros ()                 Diseño               Perfiles aerodinámicos   17 / 41
Efecto de la forma en el momento II




                                      [Lei02]
    Helicópteros ()      Diseño          Perfiles aerodinámicos   18 / 41
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.




    Helicópteros ()             Diseño              Perfiles aerodinámicos   19 / 41
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.
    Helicópteros ()           Diseño              Perfiles aerodinámicos   20 / 41
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.



     Helicópteros ()               Diseño          Perfiles aerodinámicos   21 / 41
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




     Helicópteros ()                         Diseño      Perfiles aerodinámicos   22 / 41
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.




     Helicópteros ()            Diseño             Perfiles aerodinámicos   23 / 41
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.


    Helicópteros ()                 Diseño                Perfiles aerodinámicos   24 / 41
Entrada en pérdida II




                                 [Lei02]

    Helicópteros ()     Diseño      Perfiles aerodinámicos   25 / 41
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.




     Helicópteros ()           Diseño             Perfiles aerodinámicos   26 / 41
Entrada en pérdida IV




   [Lei02]

    Helicópteros ()     Diseño   Perfiles aerodinámicos   27 / 41
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).




    Helicópteros ()           Diseño             Perfiles aerodinámicos   28 / 41
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.




     Helicópteros ()             Diseño              Perfiles aerodinámicos   29 / 41
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.




     Helicópteros ()                Diseño               Perfiles aerodinámicos   30 / 41
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




     Helicópteros ()                Diseño                Perfiles aerodinámicos   31 / 41
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)




     Helicópteros ()               Diseño               Perfiles aerodinámicos   32 / 41
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.

    Helicópteros ()                Diseño              Perfiles aerodinámicos   33 / 41
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)




    Helicópteros ()            Diseño             Perfiles aerodinámicos   34 / 41
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.
    Helicópteros ()                 Diseño                Perfiles aerodinámicos   35 / 41
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.




    Helicópteros ()             Diseño             Perfiles aerodinámicos   36 / 41
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.
    Helicópteros ()          Diseño            Perfiles aerodinámicos   37 / 41
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.

    Helicópteros ()             Diseño             Perfiles aerodinámicos   38 / 41
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)

    Helicópteros ()            Diseño             Perfiles aerodinámicos   39 / 41
Rotor BERP VII




                                [Lei02]


    Helicópteros ()   Diseño   Perfiles aerodinámicos   40 / 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.




    Helicópteros ()                 Diseño                Perfiles aerodinámicos   41 / 41

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Perfiles aerodinamicos y para rotores

  • 1. Diseño conceptual Diseño conceptual. Perfiles aerodinámicos Referencia Básica [Lei02] Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 1 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 2 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 3 / 41
  • 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 Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 4 / 41
  • 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 Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 5 / 41
  • 6. Requisitos de perfiles para rotores III ¹ ® 3¼=2 0 Mach divergencia ¼ ¼=2 M Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 6 / 41
  • 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 Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 7 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 8 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 9 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 10 / 41
  • 11. Compresibilidad III [Lei02] Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 11 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 12 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 13 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 14 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 15 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 16 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 17 / 41
  • 18. Efecto de la forma en el momento II [Lei02] Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 18 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 19 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 20 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 21 / 41
  • 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 Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 22 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 23 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 24 / 41
  • 25. Entrada en pérdida II [Lei02] Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 25 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 26 / 41
  • 27. Entrada en pérdida IV [Lei02] Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 27 / 41
  • 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). Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 28 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 29 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 30 / 41
  • 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 Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 31 / 41
  • 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) Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 32 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 33 / 41
  • 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) Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 34 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 35 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 36 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 37 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 38 / 41
  • 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) Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 39 / 41
  • 40. Rotor BERP VII [Lei02] Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 40 / 41
  • 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. Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 41 / 41