Diseño conceptual

Diseño conceptual del fuselaje

Referencia Básica [Lei02]

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Requisitos del diseño I

El fuselaje es el componente de la aeronave más grande delhelicóptero, por lo que sus características aerodinámicas tienen unagran in�uencia en la aerodinámica global del helicóptero

Fuselaje, rotor principal, de cola y estabilizadores aislados tienen uncomportamiento aerodinámico bastante predecible. Sin embargo,cuando se integran, aparecen importantes interacciones aerodinámicas.Éstas pueden ser desfavorables disminuyendo las actuaciones ycaracterísticas de manejo del helicóptero. Por ejemplo, el fuselaje seencuentra inmerso en la estela del rotor, por lo que habrá de analizarsecómo in�uye ésta en el comportamiento aerodinámico del fuselaje, asícomo la in�uencia del fuselaje en el desarrollo de la estela.

Para conseguir que el fuselaje sea e�ciente es necesario que seaintegrado 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 cruceroconsumo de combustible.

La resistencia parásita del fuselaje de un helicóptero puede serfácilmente un orden de magnitud superior a la de una aeronave de ala�ja del mismo peso.

Las principales fuentes de resistencia aerodinámicas especi�cas delfuselaje del helicóptero son:

30%: cabeza del rotor principal (buje, uniones de las palas, ejeprincipal y controles),20%: al ser un cuerpo romo,Unión fuselaje-mástil de cola. Puede tener una contribución muyimportante a la resistencia total. Se ha demostrado que con�guracionescon 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 con�guraciones de fuselaje deberán deser elegidas teniendo en cuenta las restricciones y especi�cacionesiniciales del diseño.

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Modelos numéricos de cálculo I

En vista de las complicadas interacciones existentes, los modelos parapredecir y estimar las componentes de presión y de fricción de laresistencia del fuselaje todavía no se encuentran maduros.

Actualmente los modelos más empleados obtienen estimaciones deresistencia basados en resultados experimentales o la combinación deresultados experimentales con modelos numéricos de �ujo potencial.

El método más ampliamente establecido en el cálculo rutinario de laestimación de la resistencia del fuselaje es el el método de paneles, elcual supone �ujo potencial.

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Modelos numéricos de cálculo II

Otros métodos más so�sticados que pretenden sustituir al anterior sebasan en las ecuaciones de Navier-Stokes (CFDs). Sin embargo estosmétodos se encuentran todavía lejos de poder ser empleados paracálculos rutinarios del diseño de fuselajes. Entre los factores queimpiden su implantación están:

necesidad de gran capacidad de almacenamiento de datos,elevada memoria de proceso,generación e�ciente de mallas.

Para resolver el problema de obtener la distribución de presiones en elfuselaje se necesitan del orden de miles de paneles. Las zonas máscríticas son aquellas en las que existe una elevada curvatura, comopuede ser el entorno del buje. Normalmente, a pesar de su facilidad deimplementación el coste computacional de estos metodos puede serelevado 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 decapacidad para modelar directamente efectos viscosos y eldesprendimiento de �ujo de los fuselajes de helicópteros, tanto en suparte trasera como en la cabeza del rotor principal.

Normalmente se suelen modi�car los métodos de paneles paraconsiderar efectos viscosos mediante correcciones empíricas osemi-empíricas.

En general se puede a�rmar que el método de paneles junto concorrecciones para considerar efectos viscosos y de desprendimiento decapa límite producen resultados razonables para analizar ladistribución super�cial de la presión sobre el fuselaje.

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Modelos experimentales I

Los métodos semi-empíricos para estimar la resistencia aerodinámicadel 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 vientoensayos en vuelo

Se puede estimar la resistencia de placa plana equivalente del fuselajecomo

f = ∑n

(Cd )nSn

donde Sn es la super�cie de referencia respecto la cual se ha medido elcoe�ciente de resistencia parásita del componente n.

Las primeras estimaciones no suelen incluir los efectos de interferenciaaerodinámica de los distintos componentes.

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Modelos experimentales II

Se pueden obtener estimaciones más precisas mediante el ensayo entúnel de viento de con�guraciones completas y sus componentesaislados. De este modo, se pueden estimar los coe�cientes deinterferencia aerodinámica.

Estimaciones más realistas normalmente requieren el empleo deensayos en vuelo. Esto es debido a que los ensayos en túnel de vientono permiten modelar adecuadamente efectos como: números deReynolds reales, detalles de la resistencia producida por apéndicesañadidos al fuselaje, como antenas, o incluso corrientes localesasociadas 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 corrientese produce un considerable nivel de turbulencia que puede tener unaimportante in�uencia en las cargas del rotor de cola y de los posiblesestabilizadores. El diseño de super�cies suaves en la parte cercana delfuselaje al buje puede ayudar a disminuir esta componente de laresistencia.

Es importante tener presente que la adición de pequeños elementos,especialmente armamento en helicópteros, antenas, etc., da lugar a unincremento 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 lacabeza del rotor principal hasta casi la mitad del que correspondería aun completamente articulado.

El área de placa plana equivalente suele presentar valores entre1m2(10 ft2) para helicópteros pequeños y 4,6m2(50 ft2).

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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 delhelicóptero. Sin embargo, existe un incremento de potencia debida a laresistencia vertical del fuselaje.

Habitualmente esta resistencia vertical suele ser del orden del 5% delpeso. Sin embargo diseños de helicópteros con importantes super�cieshorizontales, tales como helicópteros convertibles o rotores inclinables,la contribución puede ser mucho más importante.

Dada la naturaleza de �ujo desprendido de la corriente alrededor delfuselaje solamente mediante ensayos se pueden obteneraproximaciones precisas de esta resistencia.

Es fundamental que al menos dos efectos sean correctamentemodelados 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 bidimensionalesde las secciones transversales del helicóptero. A partir de estosresultados se obtiene la resistencia vertical total.

Valores típicos de los coe�cientes de resistencia de seccionestransversales limpias suele ser del orden de 0.5. Mientras que seccionestransversales con pequeñas super�cies horizontales suelen ser de ordenunidad.

Es habitual en caso de no disponer de medidas de la velocidadinducida por el rotor, v , de obtener estimaciones de esta velocidadmediante la TCMEP.

Dado que el fuselaje también inter�ere en la aerodinámica del rotor, lavelocidad de inducida por el rotor debería contemplar estainterferencia. Sin embargo es muy difícil obtener estimaciones de lainterferencia.

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Fuerza lateral del fuselaje I

En vuelo lateral del helicóptero o en vuelo a punto �jo con la presenciade viento lateral aparecerá una contribución lateral de la resistenciadel fuselaje y del mástil de cola.

Usualmente esta componente suele ser muy pequeña y tiene unain�uencia pequeña en las actuaciones laterales del helicóptero.

Sin embargo este aspecto puede ser de interés especialmente enhelicópteros militares, los cuales deben demostrar altas prestaciones envuelo lateral o capacidad de despegar y aterrizar en presencia defuertes 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 fortalecidaen situaciones en las que se produzca un fuerza de sustentación lateralde circulación cuando la velocidad lateral es combinada con lavelocidad inducida por el rotor principal. Este efecto puede acentuarsecon determinados diseños de mástil de cola (NOTAR).

Para contrarrestar este efecto algunos mástiles de cola emplean unresalte que rompa la circulación e impida la aparición de esta fuerzalateral adicional.

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