Rotor ralentizado

Variante del diseño del helicóptero

El McDonnell XV-1 podría reducir la velocidad de su rotor de 410 a 180 RPM

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; reducirla a velocidades de vuelo más bajas puede reducir el consumo de combustible y permitir que la aeronave vuele de manera más económica. En el helicóptero compuesto y configuraciones de aeronaves relacionadas, como el girodino y el autogiro alado , reducir la velocidad de rotación del rotor y transferir 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 su sustentación del rotor principal; al utilizar un dispositivo de propulsión dedicado, como una hélice o un motor a reacción , se reduce la carga del rotor. ^[1] Si también se utilizan alas para elevar la aeronave, se puede descargar el rotor (parcial o totalmente) y reducir aún más su velocidad de rotación, lo que permite una mayor velocidad de la aeronave. Los helicópteros compuestos utilizan estos métodos, ^{[2] [3] [4]} pero el Boeing A160 Hummingbird muestra que la desaceleración del rotor es posible sin alas ni hélices, y los helicópteros regulares pueden reducir las RPM de la turbina (y, por lo tanto, la velocidad del rotor) al 85% utilizando un 19% menos de potencia. ^[5] Alternativamente, la investigación sugiere que los helicópteros bimotores pueden disminuir el consumo de combustible en un 25%-40% cuando funcionan con un solo motor, dada la altura y la velocidad adecuadas dentro de las áreas seguras del diagrama de altura-velocidad . ^{[6] [7] [8]}

Hasta 2012, no se había producido en cantidad ningún avión compuesto o híbrido de ala/rotor (tripulado), y solo se habían utilizado unos pocos como aviones experimentales, ^[9] principalmente porque las mayores complejidades no se han justificado en los mercados militares o civiles. ^[10] Variar la velocidad del rotor puede inducir vibraciones severas en frecuencias de resonancia específicas. ^[11]

Los rotores contrarrotativos (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 aborda el problema de compresibilidad al reducir la velocidad de su rotor ^[1] de 446 a 360 RPM ^{[13] [14]} para mantener la punta de la pala que avanza por debajo de la barrera del sonido cuando supera los 200 nudos. ^[15]

Principios de diseño

Límites de velocidad de los rotores de las aeronaves

Efecto de la velocidad de la pala sobre la sustentación en el lado que avanza y retrocede, cuando la velocidad de la aeronave es de 100 nudos.

Los rotores de los helicópteros convencionales están diseñados para funcionar a una velocidad de rotación fija, con un margen de error de unos pocos porcentajes. ^{[16] [17] [18] [11]} Esto introduce limitaciones en áreas de la envolvente de vuelo donde la velocidad óptima difiere. ^[5]

En particular, limita la velocidad máxima de avance de la aeronave. Dos cuestiones principales restringen la velocidad de los helicópteros: ^{[11] [4] [19] [12]}

• Pérdida de sustentación por retroceso de la pala . A medida que aumenta la velocidad de avance del helicóptero, el flujo de aire sobre la pala que retrocede se vuelve relativamente más lento, mientras que el flujo de aire sobre la pala que avanza es relativamente más rápido, lo que crea más sustentación. Si no se contrarresta con aleteo , ^[20] esto causaría una asimetría de sustentación y, finalmente, una pérdida de sustentación por retroceso de la pala, ^{[2] [3] [21] [22] [1]} y la estabilidad de la pala se ve afectada a medida que la pala alcanza sus límites para aletear. ^{[12] [23]}
• Resistencia transónica cerca de la punta de la pala del rotor. La punta de la pala que avanza más rápido puede comenzar a acercarse a la velocidad del sonido , donde la resistencia transónica comienza a aumentar abruptamente y pueden ocurrir graves efectos de sacudidas y vibraciones. Este efecto impide cualquier aumento adicional de la velocidad , incluso si el helicóptero tiene potencia excedente restante, e incluso si cuenta con un fuselaje muy aerodinámico. Un efecto similar impide que las aeronaves impulsadas 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 alrededor de 160-200 nudos (300-370 km/h). ^{[1] [26] [29] [30]} En el extremo, la velocidad máxima teórica para una aeronave de ala giratoria es de aproximadamente 225 nudos (259 mph; 417 km/h), ^[28] justo por encima del récord oficial de velocidad actual para un helicóptero convencional en poder de 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 más lentos y velocidad de la aeronave

Diagrama de relación de aspecto (mu) de un helicóptero

Curvas de tipo de resistencia en función de la velocidad del aire (simulada)

Combinaciones de crucero para potencia de rotor, hélice y alas.

En el caso de los helicópteros, la 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 los helicópteros, ^[23] y el valor óptimo para los helicópteros tradicionales es de alrededor de 0,4. ^{[4] [26]} ${\displaystyle \mu }$

La "velocidad relativa de la punta de la pala" u es la velocidad de la punta en relación con la aeronave (no la velocidad aerodinámica de la punta). Por lo tanto, la fórmula para la relación de avance es

${\displaystyle \mu ={\frac {V}{u}}={\frac {V}{\Omega \cdot R}}}$ 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 está perpendicular a la aeronave y avanza, su velocidad aerodinámica en 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 a u y la velocidad aerodinámica en la punta es el doble de la velocidad de la aeronave.

En la misma posición del lado opuesto (pala que retrocede), la velocidad aerodinámica de la punta es la velocidad de la aeronave 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]} En un mu entre 0,7 y 1,0, la mayor parte del lado que retrocede tiene flujo de aire inverso. ^[13]

Aunque las características del rotor 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 alto. ^{[43] [44]} La región de flujo inverso en la pala en retroceso no se entiende bien, ^{[45] [46]} sin embargo se han realizado algunas investigaciones, ^{[47] [48]} particularmente para rotores a escala. ^{[49] [50]} La Dirección de Tecnología Aplicada de Aviación del Ejército de los EE. UU. ejecuta un programa de apoyo en 2016 que apunta al desarrollo de transmisiones con una reducción de la velocidad del rotor del 50%. ^[51]

La resistencia del perfil de un rotor corresponde al cubo de su velocidad de rotación . ^{[52] [53]} Por lo tanto, reducir la velocidad de rotación es 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 el menor consumo alrededor del 75 % rpm, pero una mayor velocidad (y peso) de la aeronave requiere mayores rpm. ^[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 la pala sugiere que un radio fijo con rpm variables 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 las palas o el paso colectivo . Los rotores están optimizados para modos de vuelo de alta sustentación o alta velocidad y en situaciones menos exigentes no son tan eficientes.

El arrastre del perfil de un rotor corresponde al cubo de su velocidad de rotación . ^{[52] [53]} Por lo tanto, reducir la velocidad de rotación y aumentar el ángulo de ataque puede dar una reducción significativa en el arrastre del rotor, lo que permite un menor consumo de combustible. ^[5]

Historia

Autogiro Pitcairn PCA-2 . Rotor sin motor, hélice tractora y alas.

Parámetros técnicos indicados para cada tipo enumerado:

• velocidad máxima.
• μ , la relación entre la velocidad del aire hacia adelante y la velocidad de la punta de rotación.
• Elevación del rotor como porcentaje de la elevación total, a plena velocidad.
• Relación sustentación-arrastre (L/D).

Desarrollo temprano

Cuando Juan de la Cierva desarrolló el autogiro durante los años 1920 y 1930, se dio cuenta de que las velocidades de las puntas de las palas del rotor en avance podían llegar a ser excesivas. Los diseñadores como él y Harold F. Pitcairn desarrollaron la idea de añadir un ala convencional para descargar el rotor durante el vuelo a alta velocidad, lo que le permitía girar a velocidades más lentas. ^{[ cita requerida ]}

El autogiro Pitcairn PCA-2 de 1932 tenía una velocidad máxima de 20-102 nudos (117 mph; 189 km/h), ^[56] un μ de 0,7, ^[57] y una L/D de 4,8 ^[58]

En 1933, el ingeniero de la NACA John Wheatley examinó el efecto de variar las relaciones de avance hasta aproximadamente 0,7 en un túnel de viento y publicó un estudio histórico en 1934. Aunque la sustentación podía predecirse con cierta precisión, en 1939 la teoría de vanguardia todavía arrojaba valores irrealmente bajos para la resistencia del rotor. ^[59]

Proyectos de posguerra

Fairey Aviation en el Reino Unido trabajó en girodinos a finales de los años 1940 y 1950 desarrollando propulsión tip-jet que eliminaba la necesidad de contratorque. Culminaron con el Fairey Rotodyne , el prototipo de un avión de pasajeros VTOL, que podía combinar el aterrizaje vertical de un helicóptero con la velocidad de un avión de ala fija. El Rotodyne tenía un solo rotor principal de 90 pies de diámetro complementado por un ala de 46 pies de ancho con empuje hacia adelante proporcionado por dos motores turbohélice. En vuelo hacia adelante, la potencia al rotor se reducía a aproximadamente el 10%. ^{[ cita requerida ]} Su velocidad máxima fue de 166 nudos (191 mph; 307 km/h), un récord establecido en 1959. ^{[ 60 ] [ 61 ]} 0.6. ^[62] La velocidad del rotor era de 120 (vuelo de crucero de alta velocidad como autogiro) a 140 ( enderezamiento durante el aterrizaje como helicóptero) rpm. ^[63] Durante el vuelo hacia adelante, el 60% de la sustentación provenía de las alas y el 40% del rotor. ^[64]

Al mismo tiempo, la Fuerza Aérea de los EE. UU. estaba investigando aviones VTOL rápidos. McDonnell desarrolló lo que se convirtió en el McDonnell XV-1 , el primero de los tipos designados con V, que voló en 1955. Era un girodino impulsado por un chorro de punta , que apagaba el empuje del rotor a altas velocidades aerodinámicas y dependía de una hélice de empuje para mantener el vuelo hacia adelante y la autorrotación del rotor. La sustentación se compartía entre el rotor y las alas cortas. Estableció un récord de velocidad de helicóptero 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 helicóptero de ataque militar Lockheed AH-56 Cheyenne para el ejército de los EE. UU. 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 que la aeronave alcanzara 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 de empuje. Aunque se ordenaron prototipos de preproducción, el programa tuvo problemas y se canceló. ^[70] 212 nudos (244 mph; 393 km/h). ^{[71] [72]} 0.8. ^[65] .. \ 20%. ^[73]

El proyecto Piasecki 16H Pathfinder también hizo evolucionar un diseño inicialmente convencional hasta convertirlo en un helicóptero compuesto durante la década de 1960, culminando en el 16H-1A Pathfinder II que voló con éxito en 1965. El empuje se obtenía a través de un ventilador canalizado en la cola. ^[74]

El Bell 533 de 1969 era un helicóptero a reacción compuesto. Alcanzaba una velocidad de 275 nudos (316 mph; 509 km/h). ^{[75] [76]}

• Algunos tipos de posguerra
• 
  McDonnell XV-1 . Rotor motorizado opcional, hélice propulsora y alas.
• 
  Fairey Rotodyne . Rotor con motor opcional, hélices de tractor y alas.
• 
  Lockheed AH-56 Cheyenne . Rotor motorizado, hélice propulsora, alas.
• 
  Bell 533. Rotor motorizado, propulsores y alas.

Desarrollos modernos

El helicóptero compuesto ha seguido estudiándose y volando experimentalmente. En 2010, el Sikorsky X2 voló con rotores coaxiales a 250 nudos (460 km/h; 290 mph). ^{[77] [78]} 0,8. ^[13] 360 a 446. ^{[13] [14]} Sin alas. ^[79] En 2013, el Eurocopter X3 voló. ^[80] 255 nudos (472 km/h; 293 mph). ^{[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 está propulsado por sí mismo, también ha sido objeto de un mayor refinamiento por parte de Jay Carter Jr. Voló su CarterCopter en 2005. 150 nudos (170 mph; 280 km/h). ^[85] 1. 50%. ^[13] Para 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 ralentizado para mejorar el ahorro 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]

• Aeronaves de rotor desaceleradas recientemente
• 
  Boeing A160 Hummingbird
  Sin alas, sin hélice.
• 
  Sikorsky X2
  Rotor motorizado, hélice propulsora, sin alas.
• 
  Eurocopter X3
  Rotor motorizado, hélices tractoras, alas.
• 
  Carter PAV
  Rotor sin motor, hélice de propulsión, alas.

Véase también

• Girodino
• Convertiplano

Referencias

Citas

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