El principio de rotor ralentizado se utiliza en el diseño de algunos helicópteros. En un helicóptero convencional, la velocidad de rotación del rotor es constante; reducirlo a velocidades de vuelo más bajas también puede reducir el consumo de combustible y permitir que el avión vuele de manera más económica. En el helicóptero compuesto y configuraciones de aeronaves relacionadas, como el autogiro y el autogiro alado , la reducción de la velocidad de rotación del rotor y la descarga de parte de su sustentación a un ala fija reduce la resistencia , lo que permite que la aeronave vuele más rápido.
Introducción
Los helicópteros tradicionales obtienen tanto su propulsión como sustentación del rotor principal, y al usar un dispositivo de propulsión dedicado, como una hélice o un motor a reacción , se reduce la carga del rotor. [1] Si las alas también se utilizan para levantar la aeronave, el rotor puede descargarse (parcial o totalmente) y reducir aún más su velocidad de rotación, lo que permite una mayor velocidad de la aeronave. Los helicópteros compuestos usan estos métodos, [2] [3] [4] pero el Boeing A160 Hummingbird muestra que la desaceleración del rotor es posible sin alas o hélices, y los helicópteros regulares pueden reducir las RPM de la turbina (y por lo tanto la velocidad del rotor) al 85% usando 19 % menos poder. [5] Alternativamente, la investigación sugiere que los helicópteros bimotores pueden disminuir el consumo en un 25% -40% cuando funcionan con un solo motor, dada la altura y velocidad adecuadas dentro de las áreas seguras del diagrama de altura-velocidad . [6] [7] [8]
A partir de 2012, no se ha producido ninguna aeronave compuesta o híbrida de ala / rotor (tripulada) en cantidad, y solo unas pocas se han volado como aeronaves experimentales, [9] principalmente porque el aumento de la complejidad no ha sido justificado por los mercados militares o civiles. [10] La variación de la velocidad del rotor puede provocar vibraciones severas en frecuencias de resonancia específicas. [11]
Los rotores contrarrotantes como en el Sikorsky X2 resuelven el problema de la disimetría de sustentación al hacer que los lados izquierdo y derecho proporcionen una sustentación casi igual con menos aleteo. [12] [1] El X2 soluciona el problema de la compresibilidad reduciendo la velocidad del rotor [1] de 446 a 360 RPM [13] [14] para mantener la punta de la hoja que avanza por debajo de la barrera del sonido cuando se supera los 200 nudos. [15]
Criterios de diseño
Límites de velocidad de los rotores de aeronaves
Los rotores de los helicópteros convencionales están diseñados para operar a una velocidad de rotación fija, dentro de un pequeño porcentaje. [16] [17] [18] [11] Esto introduce limitaciones en áreas de la envolvente de vuelo donde difiere la velocidad óptima. [5]
En particular, limita la velocidad máxima de avance de la aeronave. Dos problemas principales restringen la velocidad de los helicópteros: [11] [4] [19] [12]
- Calado de la hoja en retirada . A medida que aumenta la velocidad de avance del helicóptero, el flujo de aire sobre la pala que se retira se vuelve relativamente más lento, mientras que el flujo de aire sobre la pala que avanza es relativamente más rápido, creando más sustentación. Si no se contrarresta con aleteo , [20] esto causaría disimetría de sustentación y eventualmente retroceso de la hoja atascada, [2] [3] [21] [22] [1] y la estabilidad de la hoja sufre cuando la hoja alcanza sus límites de aleteo. [12] [23]
- Arrastre transónico cerca de la punta de la pala del rotor. La punta de la hoja que avanza más rápido puede comenzar a acercarse a la velocidad del sonido , donde la resistencia transónica comienza a aumentar abruptamente y pueden ocurrir fuertes golpes y vibraciones. Este efecto evita cualquier aumento adicional de la velocidad , incluso si al helicóptero le queda energía sobrante, e incluso si cuenta con un fuselaje muy aerodinámico. Un efecto similar evita que los aviones propulsados por hélice alcancen velocidades supersónicas, aunque pueden alcanzar velocidades más altas que un helicóptero, ya que la pala de la hélice no avanza en la dirección de viaje. [2] [3] [1] [24] [25] [26]
Estos (y otros) [27] [28] problemas limitan la velocidad práctica de un helicóptero convencional a unos 160-200 nudos (300-370 km / h). [1] [26] [29] [30] En el extremo, la velocidad máxima teórica para un avión con alas giratorias es de aproximadamente 225 nudos (259 mph; 417 km / h), [28] justo por encima del récord de velocidad oficial actual para un helicóptero convencional sostenido por un Westland Lynx , que voló a 400 km / h (250 mph) en 1986 [31] donde las puntas de sus palas eran casi Mach 1. [32]
Rotores y velocidad de la aeronave más lentos
Para helicópteros, relación de avance (o Mu, símbolo) se define como la velocidad de avance de la aeronave V dividida por la velocidad relativa de la punta de la pala. [33] [34] [35] El límite superior de mu es un factor de diseño crítico para helicópteros, [23] y el óptimo para helicópteros tradicionales es alrededor de 0.4. [4] [26]
La "velocidad relativa de la punta de la pala" u es la velocidad de la punta relativa a la aeronave (no la velocidad aerodinámica de la punta). Por lo tanto, la fórmula para el índice de avance es
donde Omega (Ω) es la velocidad angular del rotor y R es el radio del rotor (aproximadamente la longitud de una pala del rotor) [36] [23] [13]
Cuando la pala del rotor es perpendicular a la aeronave y avanza, su velocidad aerodinámica de la punta V t es la velocidad de la aeronave más la velocidad relativa de la punta de la pala, o V t = V + u . [12] [37] En mu = 1, V es igual ay la velocidad aerodinámica punta es el doble de la velocidad del avión.
En la misma posición en el lado opuesto (pala en retirada), la velocidad aerodinámica de la punta es la velocidad del avión menos la velocidad relativa de la punta de la pala, o V t = V - u . En mu = 1, la velocidad aerodinámica de la punta es cero. [30] [38] Con un mu entre 0,7 y 1,0, la mayor parte del lado que retrocede tiene un flujo de aire inverso. [13]
Aunque las características de los rotores son fundamentales para el rendimiento de los helicópteros, [39] existe poco conocimiento analítico y experimental público entre relaciones de avance de 0,45 a 1,0, [13] [40] y no se conoce ninguno por encima de 1,0 para rotores de tamaño completo. [41] [42] Las simulaciones por computadora no son capaces de realizar predicciones adecuadas a mu alta. [43] [44] La región de flujo inverso en la pala que retrocede no se comprende bien, [45] [46] sin embargo, se han realizado algunas investigaciones, [47] [48] particularmente para rotores escalados. [49] [50] La Dirección de Tecnología Aplicada de Aviación del Ejército de EE. UU . Ejecuta un programa de apoyo en 2016 con el objetivo de desarrollar transmisiones con una reducción del 50% de la velocidad del rotor. [51]
El perfil de arrastre de un rotor corresponde al cubo de su velocidad de rotación . [52] [53] Reducir la velocidad de rotación es, por lo tanto, una reducción significativa de la resistencia del rotor, lo que permite una mayor velocidad de la aeronave [13] Un rotor convencional como el UH-60A tiene un consumo más bajo alrededor del 75% de rpm, pero una mayor velocidad de la aeronave (y peso ) requiere rpm más altas. [54]
Un disco de rotor con radio variable es una forma diferente de reducir la velocidad de la punta para evitar la compresibilidad, pero la teoría de carga de las palas sugiere que un radio fijo con diferentes rpm funciona mejor que un rpm fijo con radio variable. [55]
Economía de combustible de rotores ralentizados
Los helicópteros convencionales tienen rotores de velocidad constante y ajustan la sustentación variando el ángulo de ataque de la pala o el paso colectivo . Los rotores están optimizados para modos de vuelo de gran elevación o alta velocidad y en situaciones menos exigentes no son tan eficientes.
El perfil de arrastre de un rotor corresponde al cubo de su velocidad de rotación . [52] [53] Reducir la velocidad de rotación y aumentar el ángulo de ataque puede, por lo tanto, dar una reducción significativa en la resistencia del rotor, lo que permite un menor consumo de combustible. [5]
Historia
Parámetros técnicos dados para cada tipo enumerado:
- velocidad máxima.
- μ , la relación entre la velocidad de avance y la velocidad de rotación de la punta.
- Elevación del rotor como porcentaje de la sustentación total, a máxima velocidad.
- Relación elevación-arrastre (L / D).
Desarrollo temprano
Cuando Juan de la Cierva desarrolló el autogiro durante las décadas de 1920 y 1930, se encontró que las velocidades de punta de la pala del rotor en avance podían llegar a ser excesivas. Diseñadores como él y Harold F. Pitcairn desarrollaron la idea de agregar un ala convencional para descargar el rotor durante el vuelo a alta velocidad, lo que le permite girar a velocidades más lentas.
El Pitcairn PCA-2 de 1932 tenía una velocidad máxima de 20-102 nudos (117 mph; 189 km / h), [56] μ = 0,7, [57] y L / D = 4,8 [58]
El ingeniero de la NACA , John Wheatley, examinó el efecto de las relaciones de avance variables hasta aproximadamente 0,7 en un túnel de viento en 1933 y publicó un estudio histórico en 1934. Aunque la sustentación podía predecirse con cierta precisión, en 1939 la teoría del estado del arte todavía daba resultados irrealmente bajos. valores para la resistencia del rotor. [59]
Proyectos de posguerra
Fairey Aviation en el Reino Unido desarrolló una serie de girodinos experimentales impulsados por propulsores a chorro a finales de los años 40 y 50. Culminaron en el Fairey Rotodyne , un avión de pasajeros VTOL con un solo rotor principal complementado por alas y motores turbohélice gemelos. En vuelo hacia adelante, la potencia del rotor se redujo a aproximadamente un 10%. 166 nudos (191 mph; 307 km / h). [60] [61] 0,6. [62] 120 a 140 [63] 60% \ 40%. [64]
Al mismo tiempo, la Fuerza Aérea de EE. UU. Estaba investigando aviones VTOL rápidos. McDonnell desarrolló lo que se convirtió en el McDonnell XV-1 , el primero de los tipos designados en V, que voló en 1955. Era un girodino propulsado por propulsión a chorro , que apagaba el empuje del rotor a altas velocidades y dependía de una hélice de empuje para mantener el avance. autorrotación de vuelo y rotor. La sustentación se compartió entre el rotor y las alas del muñón. Estableció un récord de velocidad de giroavión de 170 nudos (200 mph; 310 km / h). 0,95. [65] 180-410 [66] (50% [67] ). 85% \ 15%. [68] 6.5 (Pruebas en túnel de viento a 180 RPM sin hélice. [69] )
El Lockheed AH-56 Cheyenne surgió del programa de investigación en curso de Lockheed sobre rotores rígidos, que comenzó con el CL-475 en 1959. Las alas cortas y un turborreactor de empuje para descargar el rotor se agregaron por primera vez a un XH-51A y en 1965 esto permitió la nave para lograr un récord mundial de velocidad de 272 millas por hora (438 km / h). El Cheyenne voló solo dos años después, obteniendo su empuje hacia adelante de una hélice empujadora. Sin embargo, no entró en producción. [70] 212 nudos (244 mph; 393 km / h). [71] [72] 0,8. [65] .. \ 20%. [73]
El proyecto Piasecki 16H Pathfinder evolucionó de manera similar a un diseño inicialmente convencional en un helicóptero compuesto durante la década de 1960, culminando con el 16H-1A Pathfinder II que voló con éxito en 1965. El empuje se obtuvo a través de un ventilador con conductos en la cola. [74]
El Bell 533 de 1969 era un helicóptero a reacción compuesto. 275 nudos (316 mph; 509 km / h). [75] [76]
McDonnell XV-1 . Rotor, propulsor impulsor, alas opcionalmente accionados.
Fairey Rotodyne . Rotor, hélices de tractor, alas de propulsión opcional.
Lockheed AH-56 Cheyenne . Rotor motorizado, hélice empujadora, alas.
Campana 533 . Rotor accionado, chorros, alas.
Desarrollos modernos
El helicóptero compuesto ha continuado siendo estudiado y pilotado experimentalmente. En 2010, el Sikorsky X2 voló con rotores coaxiales . 250 nudos (290 mph; 460 km / h). [77] [78] 0,8. [13] 360 a 446. [13] [14] Sin alas. [79] En 2013 voló el Eurocopter X3 . [80] 255 nudos (293 mph; 472 km / h). [81] [82] 310 menos 15%. [12] 40 [12] [1] -80% \. [83] [84]
El autogiro compuesto, en el que el rotor se complementa con alas y motor de empuje, pero no es propulsado por sí mismo, también ha sido perfeccionado por Jay Carter Jr. Voló su CarterCopter en 2005. 150 nudos (170 mph; 280 km / h). [85] 1. 50%. [13] En 2013, había desarrollado su diseño en un vehículo aéreo personal , el Carter PAV . 175 nudos (201 mph; 324 km / h). 1,13. 105 [86] a 350. [87]
El potencial del rotor desacelerado para mejorar la economía de combustible también se ha estudiado en el UAV Boeing A160 Hummingbird , un helicóptero convencional. 140 nudos (160 mph; 260 km / h). 140 a 350. [88]
Boeing A160 Hummingbird
Sin alas, sin hélice.
Rotor Sikorsky X2 Powered, propulsor de empuje, sin alas.Eurocopter X3
Rotor motorizado, hélices de tractor, alas.Carter PAV
Rotor sin motor, hélice de empuje, alas.
Ver también
- Gyrodyne
- Convertiplano
Referencias
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