Diseño conceptual. Diseño del fuselaje.

Diseño conceptual
Diseño conceptual del fuselaje
Referencia Básica [Lei02]
Helicópteros ()
Diseño
Fuselaje
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Requisitos del diseño I
El fuselaje es el componente de la aeronave más grande del
helicóptero, por lo que sus características aerodinámicas tienen una
gran inuencia en la aerodinámica global del helicóptero
Fuselaje, rotor principal, de cola y estabilizadores aislados tienen un
comportamiento aerodinámico bastante predecible. Sin embargo,
cuando se integran, aparecen importantes interacciones aerodinámicas.
Éstas pueden ser desfavorables disminuyendo las actuaciones y
características de manejo del helicóptero. Por ejemplo, el fuselaje se
encuentra inmerso en la estela del rotor, por lo que habrá de analizarse
cómo inuye ésta en el comportamiento aerodinámico del fuselaje, así
como la inuencia del fuselaje en el desarrollo de la estela.
Para conseguir que el fuselaje sea eciente es necesario que sea
integrado aerodinámicamente de forma correcta con el rotor principal,
rotor de cola y grupo de estabilizadores .
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Requisitos del diseño II
La resistencia parásita del fuselaje afecta fundamentalmente a:
la velocidad de crucero
consumo de combustible.
La resistencia parásita del fuselaje de un helicóptero puede ser
fácilmente un orden de magnitud superior a la de una aeronave de ala
ja del mismo peso.
Las principales fuentes de resistencia aerodinámicas especicas del
fuselaje del helicóptero son:
30 %: cabeza del rotor principal (buje, uniones de las palas, eje
principal y controles),
20 %: al ser un cuerpo romo,
Unión fuselaje-mástil de cola. Puede tener una contribución muy
importante a la resistencia total. Se ha demostrado que conguraciones
con abruptas transiciones al mástil de cola incentivan la separación del
ujo y producen la formación de dos importantes torbellinos.
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Requisitos del diseño III
Evidentemente, las diferentes conguraciones de fuselaje deberán de
ser elegidas teniendo en cuenta las restricciones y especicaciones
iniciales del diseño.
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Modelos numéricos de cálculo I
En vista de las complicadas interacciones existentes, los modelos para
predecir y estimar las componentes de presión y de fricción de la
resistencia del fuselaje todavía no se encuentran maduros.
Actualmente los modelos más empleados obtienen estimaciones de
resistencia basados en resultados experimentales o la combinación de
resultados experimentales con modelos numéricos de ujo potencial.
El método más ampliamente establecido en el cálculo rutinario de la
estimación de la resistencia del fuselaje es el el método de paneles, el
cual supone ujo potencial.
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Modelos numéricos de cálculo II
Otros métodos más sosticados que pretenden sustituir al anterior se
basan en las ecuaciones de Navier-Stokes (CFDs). Sin embargo estos
métodos se encuentran todavía lejos de poder ser empleados para
cálculos rutinarios del diseño de fuselajes. Entre los factores que
impiden su implantación están:
necesidad de gran capacidad de almacenamiento de datos,
elevada memoria de proceso,
generación eciente de mallas.
Para resolver el problema de obtener la distribución de presiones en el
fuselaje se necesitan del orden de miles de paneles. Las zonas más
críticas son aquellas en las que existe una elevada curvatura, como
puede ser el entorno del buje. Normalmente, a pesar de su facilidad de
implementación el coste computacional de estos metodos puede ser
elevado incluso en ordenadores actuales.
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Modelos numéricos de cálculo III
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Modelos numéricos de cálculo IV
El mayor inconveniente que presentan estos métodos es la falta de
capacidad para modelar directamente efectos viscosos y el
desprendimiento de ujo de los fuselajes de helicópteros, tanto en su
parte trasera como en la cabeza del rotor principal.
Normalmente se suelen modicar los métodos de paneles para
considerar efectos viscosos mediante correcciones empíricas o
semi-empíricas.
En general se puede armar que el método de paneles junto con
correcciones para considerar efectos viscosos y de desprendimiento de
capa límite producen resultados razonables para analizar la
distribución supercial de la presión sobre el fuselaje.
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Modelos experimentales I
Los métodos semi-empíricos para estimar la resistencia aerodinámica
del rotor suplementan a las predicciones de los métodos numéricos.
Estos métodos semi-empíricos son ampliamente usados en la industria.
Se basan en:
ensayos en túneles de viento
ensayos en vuelo
Se puede estimar la resistencia de placa plana equivalente del fuselaje
como
f
= ∑ (Cd )n Sn
n
donde Sn es la supercie de referencia respecto la cual se ha medido el
coeciente de resistencia parásita del componente n.
Las primeras estimaciones no suelen incluir los efectos de interferencia
aerodinámica de los distintos componentes.
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Modelos experimentales II
Se pueden obtener estimaciones más precisas mediante el ensayo en
túnel de viento de conguraciones completas y sus componentes
aislados. De este modo, se pueden estimar los coecientes de
interferencia aerodinámica.
Estimaciones más realistas normalmente requieren el empleo de
ensayos en vuelo. Esto es debido a que los ensayos en túnel de viento
no permiten modelar adecuadamente efectos como: números de
Reynolds reales, detalles de la resistencia producida por apéndices
añadidos al fuselaje, como antenas, o incluso corrientes locales
asociadas a huecos en puertas y otras uniones.
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Modelos experimentales III
Contribución de diferentes partes a la resistencia global:
Componente
f /A %
Fuselaje
0.00210 30
Góndolas
0.00042 6
Buje del rotor y eje
0.00245 35
Buje del rotor de cola
0.00028 4
Tren de aterrizaje principal 0.00042 6
Tren de aterrizaje de cola 0.00028 4
Deriva horizontal
0.00007 1
Deriva vertical
0.00007 1
Interferencia rotor/fuselaje 0.00047 7
Sistema de tubos de escape 0.00021 3
Otros
0.00021 3
Total
0.007 100
Resultados orientativos, no corresponden a un diseño determinado.
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Modelos experimentales IV
En la parte trasera del buje debido al desprendimiento de la corriente
se produce un considerable nivel de turbulencia que puede tener una
importante inuencia en las cargas del rotor de cola y de los posibles
estabilizadores. El diseño de supercies suaves en la parte cercana del
fuselaje al buje puede ayudar a disminuir esta componente de la
resistencia.
Es importante tener presente que la adición de pequeños elementos,
especialmente armamento en helicópteros, antenas, etc., da lugar a un
incremento apreciable de la resistencia.
Sin embargo, solamente a partir del desarrollo de rotores rígidos y
exibles es cuando se ha conseguido disminuir la resistencia de la
cabeza del rotor principal hasta casi la mitad del que correspondería a
un completamente articulado.
El área de placa plana equivalente suele presentar valores entre
1 m2 (10 ft 2 ) para helicópteros pequeños y 4,6 m2 (50 ft 2 ).
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Modelos experimentales V
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Resistencia vertical de fuselaje I
Normalmente la tracción del rotor se asume que es igual al peso del
helicóptero. Sin embargo, existe un incremento de potencia debida a la
resistencia vertical del fuselaje.
Habitualmente esta resistencia vertical suele ser del orden del 5 % del
peso. Sin embargo diseños de helicópteros con importantes supercies
horizontales, tales como helicópteros convertibles o rotores inclinables,
la contribución puede ser mucho más importante.
Dada la naturaleza de ujo desprendido de la corriente alrededor del
fuselaje solamente mediante ensayos se pueden obtener
aproximaciones precisas de esta resistencia.
Es fundamental que al menos dos efectos sean correctamente
modelados en los ensayos:
no uniformidad del ujo inducido,
número de Reynolds reales del fuselaje.
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Resistencia vertical de fuselaje II
Habitualmente se suelen ensayar diferentes secciones bidimensionales
de las secciones transversales del helicóptero. A partir de estos
resultados se obtiene la resistencia vertical total.
Valores típicos de los coecientes de resistencia de secciones
transversales limpias suele ser del orden de 0.5. Mientras que secciones
transversales con pequeñas supercies horizontales suelen ser de orden
unidad.
Es habitual en caso de no disponer de medidas de la velocidad
inducida por el rotor, v , de obtener estimaciones de esta velocidad
mediante la TCMEP.
Dado que el fuselaje también interere en la aerodinámica del rotor, la
velocidad de inducida por el rotor debería contemplar esta
interferencia. Sin embargo es muy difícil obtener estimaciones de la
interferencia.
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Fuerza lateral del fuselaje I
En vuelo lateral del helicóptero o en vuelo a punto jo con la presencia
de viento lateral aparecerá una contribución lateral de la resistencia
del fuselaje y del mástil de cola.
Usualmente esta componente suele ser muy pequeña y tiene una
inuencia pequeña en las actuaciones laterales del helicóptero.
Sin embargo este aspecto puede ser de interés especialmente en
helicópteros militares, los cuales deben demostrar altas prestaciones en
vuelo lateral o capacidad de despegar y aterrizar en presencia de
fuertes vientos laterales (p. ej. operaciones en portaaviones).
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Fuerza lateral del fuselaje II
La fuerza lateral del fuselaje y mástil de cola puede verse fortalecida
en situaciones en las que se produzca un fuerza de sustentación lateral
de circulación cuando la velocidad lateral es combinada con la
velocidad inducida por el rotor principal. Este efecto puede acentuarse
con determinados diseños de mástil de cola (NOTAR).
Para contrarrestar este efecto algunos mástiles de cola emplean un
resalte que rompa la circulación e impida la aparición de esta fuerza
lateral adicional.
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