Perfiles aerodinamicos y para rotores

Diseño conceptualDiseño conceptual. Perfiles aerodinámicos

Referencia Básica [Lei02]

Helicópteros () Diseño Perfiles aerodinámicos 1 / 41

Introducción I

La selección de perfiles aerodinámicos para rotores dehelicópteros es una tarea mucho más compleja que en el caso deaeronaves de ala fija.El ángulo de ataque y el número de Mach varían continuamente alo largo de la pala y durante su movimiento de rotación.Por tanto, es muy complejo conseguir que una determinada formaaerodinámica sea capaz de satisfacer de manera óptima un rangotan amplio de condiciones aerodinámicas cambiantes.


Introducción II

Actualmente y gracias a los avances en fabricación decomponentes en materiales compuestos es relativamente habitualencontrar palas con varios perfiles a lo largo de su envergadura.

Debido a las extremas condiciones de operación con las que seencuentran los perfiles de un rotor de helicóptero es necesariorealizar ensayos en túnel de viento para poder garantizar conaceptable precisión y predictibilidad las característicasaerodinámicas de los perfiles.


Requisitos de perfiles para rotores I

Diagrama de operación deun perfil: se representa elángulo de ataque de unadeterminada sección de lapala en función del número deMach parametrizado con laposición azimutal del perfil.La condición de vuelo a puntofijo en esta representaciónsería un punto

2¼==Ã

fijo¹

fijox

2¼==3Ã

¼= Ã

= 0Ã

M

®


Requisitos de perfiles para rotores IIPara coeficientes de avance mayores el diagrama se dilata ypuede empezar a invadir restricciones claras en el funcionamientoaerodinámico de los perfiles

el lado de avance presenta bajos ángulos de ataque y elevadosnúmeros de Mach. Fácilmente puede alcanzarse el mach dedivergencia, e incluso aparición de onda de choque.el lado de retroceso presenta altos ángulos de ataque y bajosnúmeros de Mach. Fácilmente pueden aparecer condiciones deentrada en pérdida dinámica o estática.

Es interesante representar las restricciones asociadas a:

entrada en pérdidaMach de divergencia


Requisitos de perfiles para rotores III

¹

2¼=

0

¼

2¼=3

Mach divergencia

M

®


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 = 1/6C̄l ); vuelos a grandes tracciones y por tanto mayormaniobrabilidad.Exige: espesor relativamente delgado; curvatura más o menoselevada para proporcionar coeficientes de sustentación elevados.

Mach de divergencia elevado.

Permite: vuelos a velocidades de avance mayores sin aumentos depotencia ni de ruido.Exige: espesor suficientemente delgado.

Relación L/D lo más elevada posible en un amplio rango denúmeros de Mach. Esta característica proporciona baja potencia deforma del rotor, mejores FM y menores velocidades de descensoen autorrotación


Requisitos de perfiles para rotores V

Coeficiente de momento del perfil bajo. Esta característica permiteminimizar vibraciones, momentos de torsión en la pala y mantenerlas cargas del control dentro de márgenes razonables.

Evidentemente muchos de estos requisitos son contradictoriosentre sí por lo que es practicamente imposible satisfacer todoscon una sola forma aerodinámica.

Sin embargo se puede maximizar algunos de los parámetros delas actuaciones aerodinámicas de los perfiles sin sacrificardemasiado los otros.


Compresibilidad I

Si se aumenta la velocidad de la corriente libre se alcanzaráncondiciones sónicas en la zona cercana al borde de ataque delextradós. Este flujo transónico es difícil de analizar por la nolinealidad de las ecuaciones. Mach crítico, M∗.Si continúa aumentando la velocidad de la corriente libre (oángulo de ataque) la zona supersónica aumentará su influenciaacabando en una onda de choque prácticamente perpendicular alextradós. Está situación produce un aumento inevitable de laresistencia.


Compresibilidad II

Aumento adicional de la velocidad de la corriente libre (o ángulode ataque) producirá

aumento de la intensidad de la onda de choquedesplazamiento de la onda hacia el borde de salidaaumento generalizado de la zona de influencia del régimensupersónicoinclinación de la onda de choque

A partir de un aumento de la velocidad de la corriente libre (oángulo de ataque) se podrá desarrollar una onda de choquetambién en el intradós. Ésta se extenderá hacia el borde de salidaa medida que se intensifique la velocidad de la corriente libre. Apartir de una determinada velocidad la intensidad de la onda dechoque será la suficiente como para producir gradientes depresión capaces de desprender la corriente, produciéndose laentrada en pérdida inducida por onda de choque.


Compresibilidad III

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Compresibilidad IV

Los efectos de compresibilidad pueden aparecer antes de que sealcance el Mach crítico. Valores de Mach del orden de 0.3 puedenproducir que en la zona de retroceso de la pala aparezcan zonassupercríticas cerca del borde de ataque debido a los elevadosángulos de ataque.

Por tanto, es necesario tener en cuenta estas consideracionespara que al seleccionar el perfil sea capaz de funcionar en estascondiciones.


Efecto de la compresibilidad I

Los efectos de compresibilidad se manifiestan como un aumentodel ángulo de ataque y por tanto un aumento de la sustentacióndel perfil. Factor de corrección de Glauert:

Clα(M∞) =2π√

1−M2∞

Experimentalmente se ha comprobado que la corrección deGlauert para la pendiente de la curva de sustentación proporcionabuenos resultados hasta que se alcanza el Mach crítico M∗.A partir del Mach crítico, debido al desarrollo de ondas de choquey su interacción con la capa límite, aparece una reducción de lapendiente de la curva de sustentación.


Efecto de la compresibilidad II

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Los efectos de compresibilidad hacen que el centro aerodinámicose traslade hacia la parte del borde de salida, desde el 1/4 de lacuerda hasta el 1/2.


Efecto de la compresibilidad IIIEl coeficiente de momentos muestra una variación abrupta delmomento hacia abajo produciéndose un aumento de las cargasdel control y puede limitar la velocidad de avance. En la mayorparte de los perfiles este fenómeno aparece en números de Machmayores que el Mach de divergenciaLos perfiles simétricos no muestran este tipo de efecto de formatan acusadaPerfiles supercríticos producen un aumento en el número deMach en el que aparece este fenómeno.


Efecto de la compresibilidad IV

Desde un punto de vista del consumo de potencia del rotor elefecto del coeficiente de resistencia con los efectos decompresibilidad son importantes.

Para números de Mach bajos la resistencia permanece constantehasta alcanzar el Mach de divergencia.

Aumentos de espesor y de curvatura conducen a Mach dedivergencia menores.

Perfiles delgados presentan elevados Mach de divergencia por loque son una elección razonable para la zona de la punta de lapala.


Efecto de la forma en el momento I

El momento de cabeceo que puede ser tolerado para un rotordado depende de:

características dinámicas y estructurales de la palatipo de bujesistema de control

El efecto de la forma del perfil en los momentos aerodinámicos esde fundamental importancia en la selección de los perfiles de unapala.Tradicionalmente se emplearon perfiles simétricos (con bajoscoeficientes de momento). Actualmente el uso de sistemas decontrol sobre los mandos y mayores rigideces torsionalesconseguidas por el uso de materiales compuestos permiten eluso de perfiles con curvatura en el diseño de palas de rotor.


Efecto de la forma en el momento II

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Efecto de la forma en el momento III

El empleo de palas con variación del tipo de perfil a lo largo de laenvergadura ayuda a que el momento resultante sea minimizado.Generalmente este compromiso se puede alcanzar mediante eluso de perfiles con curvatura reflejada en el borde de salida en lazona radial interior de la pala. Estos perfiles proporcionan menorsustentación y menor coeficiente aerodinámico.


Empleo de tabs

En algunos helicópteros el uso de tabs deborde de salida permite contrarrestar losmomentos de los perfiles de altasustentación producidos por curvaturaelevada en el borde de ataque a la vezque mantienen los efectos de elevadasustentación.En general tabs grandes puedenconseguir importantes reducciones demomento sin penalizar la sustentaciónDeflexiones del tab mayores que ángulosde ataque del orden de 5o se traducen endisminuciones de la sustentación yaumento de la resistencia.

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Influencia de la distribución de espesor I

Proporcionar variación del espesor del perfil aerodinámico a lolargo de la pala puede producir importantes mejoras en elrendimiento aerodinámico del rotor.

Por ejemplo: los perfiles simétricos de la serie NACA, presentanun coeficiente de resistencia Cd0 que varía en función del espesorsegún

Cd0 ≈ 0,007 + 0,025(

tc

)0,06 ≤ t/c ≤ 0,24

donde t/c es la relación entre el espesor y la cuerda.


Influencia de la distribución de espesor IISe considera una variación con la envergadura de espesor según(t/c) = 0,12− 0,04 x , entonces el coeficiente de potencia deforma del rotor será:

CP0 =σ

2

∫ 1

0Cd0(x)x3dx

CP0 =σ

2

∫ 1

0(0,007 + 0,025 (0,12− 0,04 x)) x3dx

CP0 =σ

8(0,0092)


Influencia de la distribución de espesor III

Este valor representa una reducción del 8 % en potencia de formacuando se compara con el valor habitual para perfiles simétricosque corresponde a σ(0,01)/8.

Esta reducción puede presentar una mejora de la FM de un 1 % a2 %

Evidentemente la decisión de la distribución de espesor a lo largodel envergadura debe de ir acompañada de consideracionesestructurales.


Entrada en pérdida I

A bajas velocidades existen tres tipos de entrada en pérdida1 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 límiteturbulenta produciéndose en las proximidades del borde de salidael desprendimiento de la capa límite turbulenta.

La mayoría de los perfiles empleados en rotores presentanentradas en pérdida de borde de ataque o salida a bajos ymoderadamente elevados números de Mach.


Entrada en pérdida II

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Entrada en pérdida III

Una forma evidente de conseguir elevar el coeficiente desustentación máximo es aumentar el espesor. Aumentos deespesor superiores al 12 % no implican mejoras en este aspecto.

Otra posibilidad es evidentemente emplear para el mismo espesoruna mayor curvatura en el borde de ataque. (pasar del NACA0012 al NACA 2321)

Efecto del número de Reynolds: dado que al aumentar el númerode Reynolds los esfuerzos inerciales serán mayores la capa límiteserá más delgada y se retrasará el inicio de la separaciónproduciéndose, en general mayores coeficientes de sustentación.


Entrada en pérdida IV

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Entrada en pérdida V

Efecto del número de Mach: desde el punto de vista delcoeficiente de sustentación al aumentar el número de Mach elcoeficiente de sustentación máximo decrece de forma general.

Sin embargo, existen familias de perfiles que presentan unamejora del coeficiente de sustentación máximo para altosnúmeros de Mach (para condiciones determinadas de ángulo deataque y numero de Mach, y muestran importantespenalizaciones en sustentación y resistencia en funcionamientofuera de estos valores).


Familias de perfiles para rotores I

Con un diseño apropiado de la forma de la pala y una variacióncorrecta del tipo de perfiles a lo largo de la pala, los helicópterosconvencionales actuales pueden fácilmente conseguir uncompromiso razonable entre los efectos de compresibilidad y laentrada en pérdida que les permita alcanzar velocidades decrucero de hasta 370 km/h.


Familias de perfiles para rotores IIPerfiles simétricos NACA-0012 y NACA-0015. Hasta los años 60estos perfiles simétricos fueron los más empleados en rotoresdebido a que representaban el mejor compromiso entre losdiversos requisitos pedidos a los perfiles de helicópteros. Enconcreto:

momento aerodinámico pequeñobuenas actuaciones a bajas velocidades por su relativamente altocoeficiente de sustentaciónbuenas actuaciones a altas velocidades (transónico) por surelativamente alto Mach de divergenciaespesor relativo elevado que permitía obtener rigidez estructuraladecuada manteniendo el peso de la pala en valores mínimos.


Familias de perfiles para rotores IIIBoeing desarrolló (1975-1987) la familia de perfiles Vertol

diseñada con la ayuda de métodos numéricos basados en elanálisis de la interacción de la capa límite con un método potencialjunto con un análisis del flujo transónico viscoso.Los perfiles VR-12 y VR-15 son el mejor compromiso entre máximocoeficiente de sustentación elevado a bajos números de Mach,elevados Mach de divergencia y limitaciones en las cargas decontrol (momentos aerodinámicos bajos)Se han empleado en la fabricación de palas de helicópteros deproducción


Familias de perfiles para rotores IVONERA desarrolló en los años 70 la familia de perfiles OA

pretende combinar altos coeficientes de sustentación máximos abajos números de Mach y altos números de Mach de divergencia.Se han empleado en la fabricación de palas de helicópteros deproducción (Aerospatiale SA 365 N Dauphin)

Desde finales de los años 60 RAE y Westland Helicoptersdesarrollan perfiles para rotores.

Algunos con curvatura en el borde de ataque y/o curvaturareflejada.Ejemplo: RAE-9648.Se han empleado en la fabricación de palas de helicópteros deproducción (Lynx)


Familias de perfiles para rotores V

Finales de los 70 principio de los 80 NASA desarrollo la serie deperfiles NASA RC. Estos perfiles presentan elevados coeficientesde sustentación y bajos momentos aerodinámicos.

Serie RC(3) emplea curvatura delantera, curvatura reflejada en laparte del borde de salida y distribución de espesor de tiposupercrítico para conseguir elevados coeficientes de sustentación,bajos momentos aerodinámicos y elevados Mach de divergencia.Serie RC(4) Serie de perfiles con elevado coeficiente desustentación máximo. Se emplean para la parte exterior de la pala.Serie RC(5) Similar a la serie RC(4). Presentan menor espesor enla zona delantera del punto de máximo espesor. Se emplean parala parte exterior de la pala.Serie RC(6) desarrollada a partir de la serie RC(3). Esta serie deperfiles se desarrolló para optimizar la punta de la pala.Todavía no han sido empleados en la fabricación de palas dehelicópteros de producción.


Rotor BERP I

El rotor BERP (British Experimental Rotor Program) fue diseñadopara conseguir encontrar el equilibrio óptimo entre los criteriosaerodinámicos que afectan al lado de avance y el lado deretroceso.Este programa de investigación y desarrollo tiene el récord develocidad de avance de un helicóptero convencional Lynx (1986)


Rotor BERP II

La pala BERP emplea perfiles aerodinámicos de la familia RAE

RAE 9634 situado x = 0,85− 1,0. Este perfil presenta espesorrelativo bastante bajo para proporcionar un Mach de divergencia lomás elevado posible. Dispone además de cierta curvatura paraconseguir ondas de choque lo más débiles posible y momentosaerodinámicos pequeños.RAE 9645 situado x = 0,65− 0,85. Este perfil presenta elevadacurvatura en la parte trasera. Presenta un elevado coeficiente desustentación máximo, 1.55. Esta elevada capacidad sustentadoraes conseguida con la penalización de introducir elevadosmomentos aerodinámicos.RAE 9648 situado x < 0,65. Permite compensar el elevadomomento aerodinámico introducido por el perfil RAE 9645 ya queeste perfil presenta curvatura reflejada en la parte trasera. Elcoeficiente de sustentación máximo es menor lo cual no esdecisivo al estar en la parte de la pala en la que la contribución dela sustentación no es tan importante.


Rotor BERP III

La punta de pala presenta flecha aerodinámica continua paraconseguir retrasar los efectos de compresibilidad.

Un aspecto distintivo del diseño BERP es la distribución de áreaen la punta de pala. La distribución de cuerdas está configuradade tal manera que el centro de presiones se encuentre situado lomás cerca posible del centro elástico de la pala.

Para conseguir esta alineación de centros, se desplaza haciaadelante el eje de 1/4 de la cuerda a partir de x = 0,86. Estedesplazamiento produce una importante discontinuidad en elborde de ataque de la pala, entalla.


Rotor BERP IV

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Como se comentó anteriormente, la flecha aerodinámica ayuda amejorar la situación aerodinámica en el lado de avance peropuede estropear el lado de retroceso.


Rotor BERP V

EL BERP también incorpora mejoras para conseguir operar aelevados ángulos de ataque sin entrada en pérdida.El mecanismo empleado para conseguir elevados ángulos deataque sin entrada en pérdida se basa en la generación de flujosturbillonarios que mejoren la sustentación y retrase la entrada enpérdida en la zona de la punta de la pala.Para conseguir retrasar la entrada en pérdida en la zona de lapunta de la pala se proporciona a los perfiles un redondeo en elborde de ataque que permitan generar un torbellino de punta quecomienza a desarrollarse antes de la punta de la pala y quesiguiendo la forma de la flecha aerodinámica es arrojado a laestela. A medida que se alcanzan mayores ángulos de ataque elpunto de generación del torbellino se mueve hacia la zona de laentalla.


Rotor BERP VI

Se ha demostrado experimentalmente la existencia de unsegundo torbellino generado directamente en la zona de la entallay que se desarrolla a través de la cuerda de la pala. Estetorbellino actúa como una valla aerodinámica y retrasa que lazona de desprendimiento invada la punta de la pala. Simulacionesnuméricas parecen apuntar que en condiciones de alta velocidadla entalla ayuda a reducir la intensidad de la ondas de choque dela región de la punta de pala.Se ha comprobado que incrementos adicionales en el ángulo deataque apenas producen cambios en la estructura del flujoanteriormente descrito. Esta situación se mantiene hasta alcanzarángulos de ataque en torno a 22 grados donde se produce eldesprendimiento de la corriente.(configuraciones convencionalesalcanzan la situación de desprendimiento en torno a 12 grados)


Rotor BERP VII

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Rotor BERP VIII

Resumiendo, la configuración BERP consigue:

disminuir los efectos de compresibilidad en el lado de avanceretrasar el inicio de la entrada en pérdida en el lado de retroceso

Ensayos en vuelo han confirmado ambos aspectos. Laconfiguración BERP claramente muestra un aumentoconsiderable de la envolvente operacional cuando es comparadacon una pala convencional.


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