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ADELAIDO I. MATIAS DOMINGUEZ1 ade_matias@yahoo.com

ABEL HERNANDEZ GUTIERREZ1 ahernandezgu@ipn.mx

1 Instituto Politecnico Nacional. Escuela Superior de Ingeniería Mecánica y Eléctrica Unidad Ticoman .

Av. Ticoman No. 600 Col. San José Ticoman, CP 07340, México D.F.

Ala

Fuselaje

Empenaje

(a)

Se ha elegido el ala rectangular de una aeronave convencional, con 29 costillas y 4 vigas. La cuerda del perfil tiene 2 m y la semienvergadura 9 m.

Elementos estructurales que forman el ala semimonocoque

Piel o envolvente.- Su función es transmitir las fuerzas aerodinámicas a los elementos transversales y longitudinales por placa y acciones de membrana. Soportan esfuerzos cortantes, los cuales reaccionan a la flexo-torsión. Actúa conjuntamente con los largueros para resistir flexión y fuerza axial y con elementos transversales reaccionando a la carga circunferencial cuando la estructura es presurizada.

Almas.- Tiene como función desarrollar esfuerzos cortantes los cuales reaccionan a la flexión y/o torsión del ala.

Largueros. Incluye patines y atiezadores, los cuales se emplean para resistir flexión y carga axial junto con la piel, divide a la piel en pequeños tableros, actúa con la piel para resistir carga axial causada por la presurización.

Costillas. Mantienen la forma de la sección transversal, distribuyen la carga concentrada en la estructura y distribuyen esfuerzos. Establecen la longitud de la columna y dan condiciones de frontera a estas y a los tableros de la piel.

Caja de torsión.- Es el conjunto de elementos estructurales que forman la sección principal del ala, la cual soporta tanto la flexión como la torsión.

BORDE DE

ATAQUE

TABLERO CUADERNAS

PIEL DEL

ALA

ATIEZADOR

Distribución de la carga alar

Fuerza de sustentación “L”

2

2L

a CSVL ρ= donde ρ

a = densidad del aireV = velocidad de la aeronaveS = superficie alarCL =Coeficiente de sustentación

Determinados los CLi para cada condición de vuelo, corresponde un coeficiente normal (Cn), un coeficiente cordal (Cc) y un coeficiente del centro de presión (Cp).

CN = CL cos α

+ CD sen α

CC = CD cos α

- CL sen α

CNCL

α CD

CC

( )( )F q S CNi i NTOTAL i=

( )( )F q S CC i i CTO T A L i=

( )FW

ni =⎛⎝⎜

⎞⎠⎟

2⎟⎠⎞

⎜⎝⎛−=

2WFm

Las Cargas de Inercia y Cargas Muertas para cada condición de vuelo se determinan mediante las siguientes ecuaciones, donde se tiene que el peso del ala es W

Donde n es el factor de carga de la aeronave de acuerdo a la categoría.El punto de aplicación de las fuerzas de inercia y cargas muertas está en el centro de gravedad del ala.

Una vez determinados los coeficientes normal (CN ) y cordal (CC ), se obtienen los valores de sus respectivas fuerzas FN y FC para cada condición de vuelo mediante las ecuaciones siguientes:

Vista interior de almas y costillas

Características de los elementos estructurales que contienen el elemento finito shell 63:

Piel del Ala Costillas Almas

Alma de Nariz

Alma Frontal

Alma Prcpal

Alma Trasera

Constantes Reales

t .04 .05 .071 .05 .032 .032

Propiedad de los Materiales

E 10.1E6 10.6E6 10.6E6 10.6E6 10.6E6 10.6E6

ρ .1 .1 .1 .1 .1 .1

ν .3 .3 .3 .3 .3 .3

Características de los largueros (elementos beam 4):

Patines Atiezador

Del Alma de Nariz Del Alma Frontal

Del Alma Principal

Del Alma Trasera

Constantes Reales

Área 2.386 1.158 1.385 .7052 .7052

I 75.23 38.95 59.676 10.305 10.305

Propiedad de los Materiales

E 10.6E6 10.6E6 10.6E6 10.6E6 10.6E6

ρ .1 .1 .1 .1 .1

ν .3 .3 .3 .3 .3

Para hacer la malla se utilizaron los siguientes elementos:

el elemento shell 63 para la piel y las almas

el elemento beam4 para los largueros (patines y atiezadores).

Tipos de elemento finito

Propiedades Geométricas

Propiedades Mecánicas

Mallado y cargas sobre el ala

Simulación de Cargas sobre el ala

Deformación del ala

Al obtener los desplazamientos se debe de verificar que exista la compatibilidad de

todos los elementos estructurales.

Desplazamientos

Esfuerzos

Esfuerzos

Esfuerzos en las almas

Esfuerzos en las costillas

Esfuerzos en las piel

Conclusiones• El material que se utilizó es un Aluminio

2014 que tiene una resistencia a la cedencia de σy = 60 000 lb/plg2. El esfuerzo máximo que se obtiene en el ala es de 22074 lb/plg2, y agregando un factor de seguridad de 1.5 se obtiene un esfuerzo de diseño de 33111 lb/plg2

• Con esta magnitud, el material resiste las cargas a las que es expuesta el ala.

Es importante mencionar que en este trabajo solo se muestran los esfuerzos,y deformación del ala, no se analiza la inestabilidad de placas y columnas, lo cual podría ocurrir si la carga de compresión supera la carga critica.

Con un modelo de este tipo nos podemos ahorrar tiempo, dinero y esfuerzo en el diseño del ala de una aeronave. Actualmente ya se está realizando este tipo de análisis con alas flechadas, el análisis de vibraciones y análisis de la interacción fluido estructura.