Diseño conceptual Diseño conceptual del fuselaje Referencia Básica [Lei02] Helicópteros () Diseño Fuselaje 1 / 17 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 . Helicópteros () Diseño Fuselaje 2 / 17 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. Helicópteros () Diseño Fuselaje 3 / 17 Requisitos del diseño III Evidentemente, las diferentes conguraciones de fuselaje deberán de ser elegidas teniendo en cuenta las restricciones y especicaciones iniciales del diseño. Helicópteros () Diseño Fuselaje 4 / 17 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. Helicópteros () Diseño Fuselaje 5 / 17 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. Helicópteros () Diseño Fuselaje 6 / 17 Modelos numéricos de cálculo III Helicópteros () Diseño Fuselaje 7 / 17 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. Helicópteros () Diseño Fuselaje 8 / 17 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. Helicópteros () Diseño Fuselaje 9 / 17 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. Helicópteros () Diseño Fuselaje 10 / 17 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. Helicópteros () Diseño Fuselaje 11 / 17 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 ). Helicópteros () Diseño Fuselaje 12 / 17 Modelos experimentales V Helicópteros () Diseño Fuselaje 13 / 17 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. Helicópteros () Diseño Fuselaje 14 / 17 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. Helicópteros () Diseño Fuselaje 15 / 17 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). Helicópteros () Diseño Fuselaje 16 / 17 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. Helicópteros () Diseño Fuselaje 17 / 17