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Í N D I C E

INTRODUCCION 5OBJETIVO 6JUSTIFICACION 6FUNDAMENTACION 6METODOLOGIA 7M ARCO TEORICO 7C APITULADO 10C APÍTULOI. CONDICIONES DEC ARGA 11

1.1 DEFINICIÓN DEC ARACTERÍSTICAS DE LA AERONAVE 121.2 C ARGAS QUE ACTÚAN EN EL AVIÓN 14

1.2.1 CARGAS CONSIDERADAS EN EL DISEÑO 141.2.2 FACTORES QUE INTERVIENEN PARA LA CONSIDERACIÓN DE CARGAS 141.2.3 CARGA APLICADA 151.2.4 CARGA LÍMITE 151.2.5 CARGO DE DISEÑO O CARGA LÍMITE PERMITIDA 15

1.3 F ACTOR DESEGURIDAD 151.4 CLASIFICACIÓN DEC ARGASEXTERNAS QUE ACTÚAN EN UN AVIÓNCONVENCIONAL 17

1.4.1 CARGAS AERODINÁMICAS 171.4.2 CARGAS EN EL ATERRIZAJE 171.4.3 CARGAS PRODUCIDAS POR LA PLANTA MOTRIZ 171.4.4 CARGAS EN EL DESPEGUE 171.4.5 CARGAS PRODUCIDAS POR CONDICIONES ESPECIALES 17

1.5 PESOS Y FUERZAS DEINERCIA 171.5.1 PESOS 181.5.2 EFECTOS DE LAS FUERZAS DE INERCIA 181.5.3 FUERZAS DE INERCIA POR MOVIMIENTO O TRASLACIÓN PURA PARA CUERPOS

RÍGIDOS 181.5.4 FUERZAS DE INERCIA EN CUERPOS RÍGIDOS POR ROTACIÓN 19

1.6 INFLUENCIA DE LASFUERZAS QUE ACTÚAN EN EL ALA SOBRE ELFUSELAJE 211.7 FUERZAS EN EL AEROPLANO DURANTE ELVUELO 23

1.7.1 FACTORES DE CARGA 231.7.2 REQUERIMIENTOS DE DISEÑO EN VUELO 241.7.3 FACTOR DE CARGA POR MANIOBRA Y RÁFAGA 24

1.8 DETERMINACIÓN DE LASC ARACTERÍSTICAS DEL ALA 251.9 ENVOLVENTE DEVUELO 30

1.9.1 VELOCIDADES LÍMITE 32

1.9.2 MANIOBRA Y RÁFAGA 371.10 DEFINICIÓN DECONDICIONES DEC ARGA 391.10.1 CALCULO DE FUERZAS DE INERCIA Y PESO MUERTO 391.10.2 CARGAS POR MANIOBRA O RÁFAGA 40


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C APÍTULOII. DISEÑO Y ANÁLISIS DE LAC AJA DETORSIÓN 41

2.1 DISEÑO DELP ATÍN 422.1.1 DISEÑO DEL ALMA 432.1.2 CÁLCULO DE LA VIGA DELANTERA 452.1.3 CÁLCULO DE LA VIGA TRASERA 452.1.4 RESISTENCIA AL CORTE SUMISTRADO POR PATINES INCLINADOS 45

2.2 C ÁLCULO DELDISEÑO DEL ARGUEROS Y ATIEZADORES 47

C APÍTULOIII. ANÁLISIS YSIMULACIÓN ENSOFTWARE ANSYS 593.1 ESPECIFICACIÓN DELPROBLEMA 613.2 MODELADO DE LAPIEZA 61

3.2.1 CREACIÓN DE LOS PUNTOS QUE DEFINEN EL PERFIL DEL ALA 613.2.2 CREACIÓN DE LAS LINEAS QUE DEFINEN EL PERFIL 633.2.3 CREACIÓN DEL ÁREA QUE DEFINE LA SECCIÓN TRANSVERSAL DEL PERFIL DEL ALA 643.2.4 CREACIÓN DEL ALA 653.2.5 CREACIÓN DE LAS COSTILLAS DEL ALA 673.2.6 CREACIÓN DE LOS HUECOS DE LOS PERFILES DEL ALA 693.2.7 CREACIÓN DE LAS ALMAS, PATINES Y ATIEZADORES 703.2.8 CREACIÓN DEL TIPO DE ANALISIS, ELEMENTOS, CONSTANTES REALEAS Y

PROPIEDADES DE LOS MATERIALES 73

3.3 M ALLADO DELMODELO 773.3.1 MALLADO DE LAS COSTILLAS 793.3.2 MALLADO DEL ALMA 803.3.3 MALLADO DE LOS PATINES DEL ALMA 803.3.4 MALLADO DE LOS PATINES EN EL ATIEZADORES 80

3.4 RESTRICCIONES DEDESPLAZAMIENTO 823.5 APLICACIÓN DEC ARGAS YOBTENCIÓN DE LOSESFUERZOSVON MISES 833.6 SOLUCIÓN 843.7 ANÁLISIS DERESULTADOS 85

CONCLUSIONES 88BIBLIOGRAFIA 88


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INTRODUCCIÓN

La Industria Aeronáutica en México esta teniendo un gran crecimiento, todo este avance es en

respuesta al aumento de la necesidad de transporte que está suscitándose en el mundo en general,las empresas de todo tipo de transporte están presionando a las compañías manufactureras deaeronaves a que construyen cada vez mas y mejores vehículos a un menor precio, que satisfagan lasdiferentes necesidades de transporte de los clientes.

El diseñar es crear o mejorar algún sistema, mecanismo, u objeto. Es por ello que el presenteproyecto es la base para el diseño de la parte más importante dentro de toda la estructura del ala, laCaja de Torsión.

La caja de torsión del ala es una sección crítica dentro de la estructura de cualquier aeronave, puestoque se encuentra en la base del ala y a ella se someten los diferentes y principales esfuerzos mientrasse encuentra en operación y esto a su vez transmite el movimiento para desarrollar la operación quese desee ejecutar.

Aunque en un principio se nos había asignado solo en Diseño Conceptual de la Caja de Torsión,nosotros decidimos ir mas allá y también hacer un análisis estructural por medio de un software deelemento finito, Ansys. Con este análisis se profundizan más los resultados ya que es preciso y seacerca a la realidad.

El primer reto que enfrentamos en este proyecto, fue que no contábamos con un Diseño Aerodinámicoprevio y tuvimos que recurrir a los datos de una aeronave con características parecidas a las que sepretendían. Fue así como escogimos el Cessna 210 Centurion. Ya que es una Aeronave de usoNormal, Monomotor, Ala Alta y con peso aproximado de 4000 lb.


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OBJETIVO

GENERAL

Diseño y Análisis estructural de una Aeronave Cuatriplaza.

ESPECÍFICO

Diseño y Análisis Estructural de la Caja de Torsión en el Empotre del Ala de la Aeronave.

JUSTIFICACIÓN

Aunque bien la Industria Aeronáutica de aeronaves grandes esta creciendo, las aeronaves pequeñasno dejan de ser la mejor opción de transporte para viajes cortos de negocios o de diversión. El uso deeste tipo de Aeronaves va desde un uso normal hasta uno utilitario, siendo aeronaves muy versátiles ysi se saben organizar, incluso mas económicas.

Y es dentro de este marco que se sitúa nuestro proyecto, por que aunque lo óptimo sería que sehiciera todo el cálculo estructural de la aeronave sería demasiado el tiempo que se requeriría parahacerlo, es por esta razón que se eligió la Caja de Torsión mas crítica del ala.

FUNDAMENTACION

El motivo de la fabricación y del estudio del calculo de la caja de torsión claro que el proyecto sebasara en la caja de torsión que soporta los mas altos esfuerzos del ala, se obtendrán con mayorprecisión y un valor especifico, calculando los esfuerzos a los cuales están sometidos; con estoscálculos tendremos mayor perspectiva sobre las otras cajas de torsión del ala

En el trabajo se desea desarrollar una pequeña explicación de los esfuerzos a los cuales estasometida la caja de torsión, detallando cada uno de los esfuerzos que están aplicados a la caja detorsión y que son transmitidos a toda el ala, o bien los esfuerzos que se generan en el ala por lavibración del motor y las movimientos de oscilación del avión, generando así una amplia base decálculos.


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METODOLOGÍA

El desarrollo del trabajo se originaria con el calculo de los esfuerzo del ala que se transmiten a la cajade torsión y con estas especificaciones diseñar la caja y bien un próximo calculo se realizara cuandose verifique si la caja de torsión es capaz de soportar los esfuerzos transmitidos del el ala a la caja, serealizaran todas las iteraciones posibles para generar la caja de torsión que soporte todos loesfuerzos. Ya obteniendo el diseño adecuado se realizara los cálculos de las partes de la caja detorsión como son los largueros, cuadernas, atizadores entre otras partes de esta.

MARCO TEÓRICO

En aeronáutica se denomina ala a un cuerpo de perfil aerodinámico capaz de generar una diferenciade presiones entre su intradós y extradós al desplazarse por el aire lo que, a su vez, producesustentación . Se utiliza en diversas aeronaves.

Elementos constitutivos:

• Costillas• Largueros• Piel• Caja de torsión• Borde de entrada• Borde de salida• Uniones entre elementos• Unión ala-fuselaje.• Alivios

Las costillas generalmente son construidas en una pieza sólida aunque se pueden construir costillascon agujeros de accesos o armaduras para el cableado, reducción de peso. Las cargas a las queestán sometidas son: Primarias ( cargas aerodinámicas externas y su transferencia a los largueros ),Inerciales (combustibles, estructura, equipamiento externo ), Cargas de Aplastamiento, Redistribuciónde Cargas concentradas (góndola motor y tren de aterrizaje) a los largueros y a los paneles derecubrimiento y los Miembros de Soporte para los Larguerillos. La función de las mismas es laredistribución de cizalladura en los lugares de cargas concentradas.

http://es.wikipedia.org/wiki/Sustentaci%C3%B3nhttp://es.wikipedia.org/wiki/Sustentaci%C3%B3n


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El espaciado de las costillas, determinado en la fase inicial dediseño para optimizarlas se juega con el peso de las costillas, de laestructura de la caja y los revestimientos, y se calcula enfunción de la zona en la que nos encontremos, y lo que seencuentre en dicha zona ( Motores, unión raíz-fuselaje,Tanques de combustible… ). Asimismo el espaciado aumenta con laprofundidad de la caja, con un aumento espacio cercano a la raíz ydisminuye a medida que nos acercamos a la punta.

Para posicionar largueros y costillas existe una diversidad de opiniones:

• Paralelas a la trayectoria de vuelo:o Asegurar la forma suave aerodinámica entre los largueros.o Si se utilizan larguerillos a lo largo de la envergadura de la ala, se pierde dicha

suavidad aerodinámica.o Si el espaciado entre costillas es similar: implica un aumento de la longitud de la

costilla ~ 25%• Problemas con la construcción de alas con flecha

o Cargas concentradas en uniones• Estudio de las cargas para determinar el grosor por zonas del ala

Para determinar la cubierta de las alas, está en función de dónde está concentrado el material queresiste la flexión:

Material concentrado en los patines

• Ventajas: Simplicidad de construcción. Los spar caps pueden ser diseñados tal que colapsencerca del limite de fatiga del propio material.


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• Desventajas: El revestimiento se colapsa a cargas bajas por lo que se reduce la habilidad delrevestimiento para resistir flexión –desaprovechamiento de material. El revestimiento puedeoscilar con grandes amplitudes aumentando la resistencia. Fallos de fatiga debidos al estrésde flexión del revestimiento colapsado.

Material distribuido alrededor del perímetro de la Caja de Torsión:• Múltiples largueros: aviones de altas velocidades• Distribución de la flexión mediante elementos en la dirección de la envergadura.

• Los pares torsionales son resistidos por el revestimiento y los largueros frontal y trasero

Para esto se deben considerar las condiciones de vuelo Positivo y Negativo; ángulos de ataqueelevados bajos; compresión y tensión; y el revestimiento superior e inferior.


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CAPITULADO

1. CONDICIONES DE CARGA

En base a los datos de la aeronave Cessna 210 Centurion se deducen las cargas que actúan sobre elala en base a la Envolvente de Vuelo y las velocidades críticas del estudio.

1.1. Estudio de las cargas sobre el ala.1.2. Cargas críticas sobre el Ala

2. DISEÑO Y ANÁLISIS DE LA CAJA DE TORSIÓN

Se calculan teóricamente los elementos de la Caja de Torsión (Patines, Almas, Atiezadores), sedefinen sus características y por último se calcula la Caja de Torsión en base a las cargas críticas quese deducen.

2.1. Diseño Estructural.2.2. Modelos Asistidos por computadora del Ala de la Aeronave.2.3. Modelos Asistidos por Computadora de la Caja de Torsión.

3. ANÁLISIS Y SIMULACIÓN EN SOFTWARE ANSYS

3.1. Se dibujará y analizará la estructura de la caja de torsión en el programa ANSYS de métodode elemento finito, donde se tomarán en cuenta las fuerzas que actúan en ella y laspropiedades del material.


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C A P Í T U L O I

C O N D I C I O N E S D E

C A R G A


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1.1 Definición y Características Generales de la Aeronave

Se pretende que la aeronave sea cuatriplaza, de tipo utilitaria, monomotor, ala alta, para cuyo diseñopreeliminar nos basaremos en la Aeronave Cessna 210 Centurion , por lo cual las característicasgenerales de la aeronave serán las del siguiente cuadro:

Tabla 1.1 Características de la Aeronave

Pasajeros 5 pasajerosTripulación 1 piloto

DATOSGENERALES

Perfil del Ala NACA 2412Longitud 8,59 m (28 ft 2 in)

Envergadura 12,12 m (39 ft 9 in) Altura 2,95 m (9 ft 8 in) Área de las alas 16.82 m² (181 ft²)Peso en vacío 1089 kg (2400 lb)

DIMENSIONES YPESOS

Peso máximo al despegue 1814 kg (4000 lb)Tipo HéliceFabricante Continental MotorsModelo TSIO-520-RPotencia al despegue 231 kW (310 hp)

MOTORES

Potencia máxima continua 212 kW (285 hp)Velocidad máxima 199 nudos (368 km/h)

Alcance 1852 km (1000 mi)Techo de servicio 27000 ft (8230 m)

PRESTACIONES

Tasa de ascenso 930 ft/min (4,7 m/s)


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Fig. 1.1 Tres Vistas Cessna 210 Centurion


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1.2.3 CARGA APLICADA

Las agencias que fungen como autoridades aeronáuticas tanto civiles como militares, han definidorequerimientos para los diferentes tipos de aeronaves con respecto a la magnitud de las cargas autilizar en el diseño estructural de un avión.

El término cargas aplicadas se refiere a las cargas máximas esperadas en un avión durante su vida deservicio.

1.2.4 CARGA LÍMITE

El término cargas límite tiene el mismo significado que el término cargas aplicadas, únicamente queeste término es usado por las agencias aeronáuticas civiles.

1.2.5 CARGA DE DISEÑO O CARGA LÍMITE PERMITIDA

Estos dos términos tienen el mismo significado y son iguales al producto de las cargas límite por unfactor de seguridad (F.S.)

1.3 FACTOR DE SEGURIDAD

La autoridad aeronáutica específica que las cargas de diseño serán sostenidas por la estructura sinque esta sufra algún daño.

La autoridad aeronáutica especifica que las cargas de diseño serán sostenidas por la estructura sinque sufra algún daño.

Si bien el avión no estará padeciendo cargas mas grandes que las cargas límite, se necesita unacierta cantidad de esfuerzos de reserva contra una falla estructural completa que en cualquier

momento pudiera sustentarse debido a cualquiera de los siguientes factores:

• La aproximación en los cálculos obtenidos en la teoría aerodinámica, así como en la teoría deanálisis de esfuerzos de la estructura.

• La variación de las propiedades físicas de los materiales utilizados en la construcción de laaeronave.

• La variación en las normas de fabricación e inspección.


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• Exceder los límites máximos de velocidad y aceleración para los que se ha diseñado laaeronave en algunas condiciones de vuelo o aterrizaje. Este factor pudiera presentarse enalguna situación de emergencia de la aeronave.

Por lo tanto, si por alguno de los factores antes citados, son rebasados ligeramente las cargas límitede la aeronave, el factor de seguridad actuaría en contra de las fallas que pudieran surgir por esteexceso de carga, no produciéndose algún daño desde el punto de vista seguridad de la aeronave;aunque podrían causar deformaciones permanentes en la estructura que requerirán la reparación o elreemplazo de pequeñas porciones de la misma.

Experimentalmente se ha encontrado que un factor de seguridad de 1.5 es suficiente para absorber ycompensar los excesos posibles en las cargas límite; así mismo, establece un balance completo entreseguridad, rendimiento y costos de fabricación y operación del avión.


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1.4 CLASIFICACIÓN DE CARGAS EXTERNAS QUE ACTÚANEN UN AVIÓN CONVENCIONAL

La amplia categoría de cargas externas que están actuando en un avión convencional las podemosagrupar en cargas aerodinámicas, cargas en el aterrizaje, cargas producidas por la planta motriz,cargas en el despegue, cargas producidas por condiciones especiales, el peso y fuerzas de inercia.

1.4.1 CARGAS AERODINÁMICAS

Cargas en vuelo, las cuales se producen debido a maniobras que realiza el avión (Bajo el control delpiloto) y a ráfagas de viento.

1.4.2 CARGAS EN EL ATERRIZAJE

Pueden ser de diferente magnitud considerando las superficies en las cuales se llevará acabo elmismo (tierra, agua, etc)

1.4.3 CARGAS PRODUCIDAS POR LA PLANTA MOTRIZ

Las cargas producidas por la planta de potencia son el empuje y el torque o par motor.

1.4.4 CARGAS EN EL DESPEGUE

Entre las cuales pueden considerarse las producidas por unidades de empuje auxiliar, que en ciertosaviones se utilizan por periodos cortos al iniciar el despegue.

1.5 PESOS Y FUERZAS DE INERCIA

En el análisis de cargas externas para calculas esfuerzos, es conveniente tener ejes de referencia, loscuales pasan a través del centro de gravedad del avión. Para fines de cálculo, frecuentemente los ejesestán referidos a otro origen que no es el centro de gravedad (C.G.) del avión; dichos ejes sedenominan XYZ


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1.5.1 PESOS

El peso es una fuerza constante proporcional a su masa, la cual tiende a mover todo el cuerpo físicohacia el centro de la tierra. Las fuerzas de inercia en un cuerpo físico son fuerzas opositoras a fuerzasexternas que pretenden modificar el estado de reposo o de movimiento del mismo; consecuentementeestas forman un sistema de fuerzas en equilibrio, el cual actúa a través de los ejes XYZ.

Tabla 1.2 Pesos de la Aeronave

ELEMENTO PESO Ala 82.2148

Fuselaje 374.6970Empenaje Horizontal 94.6730

Empenaje Vertical 9.2495Tren de Aterrizaje 43.8395

Propulsión 645.4707Sistema de combustible 9.8709

Superficie de control 358.8110Sistema mecánico 191.7109Sistema eléctrico 54.7021

Asiento de tripulación 66.7346 Asiento de pasajeros 96.0900

1.5.2 EFECTOS DE LAS FUERZAS DE INERCIA.

Un avión en vuelo recto y nivelado esta actuando en un sistema de fuerzas en equilibrio, normalmenteestas fuerzas son el peso del avión, las fuerzas aerodinámicas del avión completo y las fuerzasproducidas por la planta motriz. El piloto puede modificar esta condición de vuelo cambiando lapotencia del motor o mediante la operación e las superficies de control con lo cual la aeronavecambiará en dirección y velocidad. Este desbalance de fuerzas causa una aceleración odesaceleración en el avión.

1.5.3 FUERZAS DE INERCIA POR MOVIMIENTO O TRASLACIÓN PURA PARA CUERPOSRÍGIDOS.

Si el desbalance de fuerzas que actúan sobre un cuerpo rígido causan solamente un cambio en lamagnitud de la velocidad del cuerpo, pero no en su dirección, el movimiento es llamado traslación,siendo la fuerza de aceleración F=m*a, donde m es la masa del cuerpo o w/g.

En la figura 1.1 (a) el desbalance del sistema de fuerzas provocado por la fuerza F causa al cuerporígido aceleración hacia la derecha. En la figura 1.1 (b) se observan los efectos de este desbalance defuerzas, produciendo una fuerza en cada partícula de masa (m1*a, m2*a, m3*a, etc.) siendo la fuerza


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total ∑ am * . Si esta fuerza es invertida, esta se transmite en fuerza de inercia. Las fuerzas externasy las fuerzas de inercia forman por consiguiente un sistema de fuerzas en equilibrio.

Para un movimiento de translación pura, considerando que la aceleración es constante tenemos lassiguientes relaciones.

asV V

at t V a

at V V

o

o

o

2

)(21 22

2

=−

+=

=−

Donde:

s = Distancia recorrida en el tiempo t

oV = Velocidad inercial

V = Velocidad final después del tiempo t

(a) (b)Fig. 1.2 Desbalance de Fuerzas sobre un Cuerpo

1.5.4 FUERZAS DE INERCIA EN CUERPOS RÍGIDOS POR ROTACIÓN (ALREDEDOR DEL C.G.)

Una maniobra común es un movimiento a lo largo de un trayectoria curva en un plano paralelo alplano XZ del avión y generalmente se refiere al plano de cabeceo. Sacar a la aeronave de vuelo rectoy nivelado de una picada origina que esta describa una trayectoria curva. Si en el punto a la velocidades incrementada a lo largo de su trayectoria, la aeronave estará sujeta a dos aceleraciones, la

aceleración tangencial a la curva en el punto A e igual en magnitud raa T = y la aceleración normal a


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la trayectoria de centro de rotación (o). de las leyes de Newton las fuerzas efectivas debido a estasaceleraciones son:

mraF

r mvmrwF

t

n

=== /22

Donde:

=w Velocidad angular en el punto A=a Aceleración angular en el punto A=r Radio de curvatura de la trayectoria de vuelo en el punto A.

Las fuerzas de inercia son iguales y opuestas a estas fuerzas efectivas como se indica en la figura 1.2

Estas fuerzas de inercia pueden entonces ser consideradas de un sistema total de fuerzas en el avión,las cuales se encuentran en equilibrio.

Si la velocidad del avión a lo largo de la trayectoria es constante, entonces oa t = y por consiguiente

la fuerza de inercia 0=t F quedando solamente la fuerza de inercia normal nF .

Ahora, si la aceleración angula es constante, se tienen las siguientes relaciones:

( )θ

θ

aww

at t wat ww

o

o

o

22/1

22

2

=−+==−

Donde:

=θ Ángulo de rotación en el tiempo .t

ow = Velocidad angular inicial en rad/seg.

=w Velocidad angular después del tiempo .t

En la figura 1.4.2.1 el momento M de las fuerzas de inercia alrededor del centro de rotación (o) es

igual a .* 2mar r mra M == el término 2mr es el momento de inercia del avión alrededor del punto(o).

Como un aeroplano tiene un considerable momento de inercia de cabeceo alrededor de su propiocentro de gravedad, este sería el mismo. Así para ejes paralelos tenemos:


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a I a I M cgoo +=

Donde:

o I =mr 2

cg I = Momento de inercia del avión alrededor de su centro de gravedad..

Fig. 1.3 Fuerzas de Inercia en un Avión

1.6 INFLUENCIA DE LAS FUERZAS QUE ACTUAN EN ELALA SOBRE EL FUSELAJE

El ala de un avión carga la mayor parte de las fuerzas aerodinámicas producidas durante el vuelo. Envuelo recto y nivelado la fuerza vertical hacia arriba que produce el aire en el ala es igual al peso del

avión. El ala puede soportar además otras cargas producidas por componentes instalados en lamisma, como los motores, tanques de combustible, tren de aterrizaje, etc. Por tales factores el flujoalrededor del ala puede afectarse siendo necesario realizar pruebas en túnel de viento para obteneruna imagen real de la distribución de las fuerzas del aire a lo largo de su cuerda y envergadura. Esconveniente tratar el balance y equilibrio del avión de un todo considerando una fuerza resultante delsistema de fuerzas aerodinámicas que actúan en el ala. Este sistema puede remplazarse por unafuerza resultante (R), la cual se conocería en magnitud. Dirección y localización. La localización estaespecificada por el término llamado centro de presión y es el punto en donde la resultante (R)


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intersecta la cuerda del perfil. Como el ángulo de ataque puede ser cambiado. La resultante de lafuerza aerodinámica cambiará en magnitud y dirección así como la localización del Centro de Presión.

En lugar de tratar con la fuerza resultante (R), es convenientemente para el análisis aerodinámico y deesfuerzos sustituir esta fuerza resultante por sus componentes perpendicular y paralelo al flujo de aire(Levantamiento y arrastre respectivamente).

Como el avión volará en diferentes ángulos de ataque es razonable pensar que el centro de presióncambiará para las diferentes condiciones de vuelo, pero hay un punto en el perfil en el cual elmomento debido a las fuerzas de levantamiento y arrastre es constante para cualquier ángulo deataque; este punto es llamado Centro Aerodinámico (c.a.) y su localización está aproximadamente al25% de la CAM ( Cuerda Media Aerodinámica) a partir del borde de ataque. De esta manera la fuerzaresultante (R) puede reemplazarse por una fuerza de levantamiento y de arrastre en el centro

aerodinámico más un momento ac M .

Las fuerzas aerodinámicas y cargas sostenidas por el ala originan en el empotre Ala-Fuselajereacciones y momentos en los tres ejes del avión, los cuales son transmitidos a la estructura delfuselaje para que sean soportados por el mismo. Estas reacciones y momentos son calculados paralas condiciones críticas de carga del avión tanto en el vuelo como en el aterrizaje, a fin de serutilizados en el análisis de esfuerzos para el diseño de estructura.


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1.7 FUERZAS EN EL AEROPLANO DURANTE EL VUELO

Las fuerzas que actúan en el avión durante el vuelo son:

=T Empuje o tracción.= L Levantamiento total (levantamiento producido por el ala y en el caso de aviones canar el del ala y

superficie delantera)

= D Arrastre total.=ac M Momento del L y D alrededor del centro aerodinámico.

=W Peso del avión.

L I =Fuerza Inercial normal a la trayectoria de vuelo del avión.

D I = Fuerza inercial paralela a la trayectoria de vuelo del avión.

R I = Momento de inercia de rotación.

Para una condición de vuelo de velocidad constante del avión, las fuerzas de inercia R L D I I I tienen

un valor de cero. Para una condición de vuelo acelerado que implique traslación pero no aceleración

angular alrededor de su propio centro de gravedad el momento de inercia R I es cero pero L I y D I

tendrán un valor.

1.7.1 FACTORES DE CARGA

El término factor de carga simbolizado comúnmente con la letra “n”, se define como el factor numéricopor el cual las fuerzas que actúan en el avión durante el vuelo a velocidad constante, sonmultiplicadas para obtener un sistema estático de fuerzas equivalente a un sistema de fuerzasdinámico actuando durante la aceleración del avión. Por consiguiente las cargas que actúan en elavión pueden analizarse en términos de factores de carga.

Los factores de carga aplicados o límite son los factores de carga máximos a los que estará sujeto elavión durante su tiempo de servicio, sin que este sufra en su estructura deformación permanenteapreciable.

Los factores de carga de diseño son los factores de carga multiplicados por el factor de seguridad ypueden ser soportados por la estructura sin que ésta sufra ruptura o falla completa.


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1.7.2 REQUERIMIENTOS DE DISEÑO EN VUELO

Las autoridades aeronáuticas civiles y militares emiten requerimientos que especifican las condicionesde diseño de la diversa clasificación de aeronaves. Dichos requerimientos se refieren básicamente alos factores de carga (aceleraciones) y velocidades a los que se encontrará sometido al aeroplano acualquier altitud de vuelo.

Las aceleraciones en el avión son producidas básicamente por dos causas, maniobras y ráfagas deaire. Las aceleraciones debido a maniobras están sujetas al control del piloto, el cual puede operar loscontroles para no exceder cierta aceleración. Los aviones militares, altamente maniobrables, tieneninstalado en el tablero de instrumentos un acelerómetro una guía para limitar el factor aceleración.

1.7.3 FACTOR DE CARGA POR MANIOBRA Y RÁFAGA

Los aviones civiles son diseñados con factores de seguridad bastante confiables para que resistancualquier maniobra que se requiera en vuelo.

Las limitaciones por factor de maniobra están basadas en años de experiencia en la operación deaeronaves y han dado resultados satisfactorios desde el punto de vista seguridad, sin castigar alaeroplano en el diseño de su peso.Las aceleraciones en el avión debidas a ráfagas de viento, no se encuentran bajo el control del piloto ydependen de la dirección y velocidad de la ráfaga de aire. Considerando la gran cantidad de datosacumulados que se han obtenido por la instalación de acelerómetros en aviones militares y civiles,volando en todos los tipos de climas y lugares, se han determinado el límite de velocidad de ráfaga de30 ft/seg para efectos de diseño.La velocidad del avión incremente ampliamente las cargas aplicadas en el mismo, el momentoaerodinámico del ala, así como las aceleraciones por ráfaga; por lo cual se ha hecho costumbre en losdiseños de aeronaves, limitarlas a una determinada velocidad en los diseños de aeronaves, limitarlasa una determinada velocidad máxima de vuelo. En aviones civiles dicha velocidad es la velocidadmáxima de planeo, la cual es suficientemente segura para que la aeronave reales sus operaciones.


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1.8 DETERMINACIÓN DE LAS CARACTERÍSTICAS DEL ALA

Fig. 1.7 Perfil NACA 2412 (X-Foil)Los parámetros:

CL= Coeficiente de LevantamientoCD=Coeficiente de Resistencia al AvanceCM=Coeficiente de momentos

Fig. 1.8 Polar NACA 2412Para saber estos parámetros se utilizó el programa xfoil


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Fig. 1.9 Pantalla de Inicio Programa X-Foil

Después de ingresar el perfil NACA 2412, y establecer un Número de Reynolds de 4e6 y un Mach de0.5, nos arroja la siguiente tabla:

Fig. 1.10 Distribución de Presiones NACA 2412 ( α =1°)


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Fig. 1.11 Distribución de Presiones NACA 2412 (-10°< α


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30

15 1.1832 0.12474 0.12362 -0.0266 -0.18574511 1.17516853 0.22736495

-5

-4

-3

-2

-1

0

1

2

3

4

-1 -0.5 0 0.5 1 1.5 2

Fig. 1.12 Curvas Características Perfil NACA 2412

1.9 ENVOLVENTE DE VUELO

Como se indicó anteriormente, las condiciones de diseño de vuelo de un avión están dadas por losvalores límite de la aceleración y velocidad, además del valor máximo de velocidades de ráfaga.Estos requerimientos de diseño pueden ser representados graficando los factores de carga yvelocidad para obtener un diagrama que representa los límites de los factores de carga positivos ynegativos a diversas velocidades, a los que se sujetará el diseño de la estructura.

Aeronaves que tienen relativamente un factor de maniobra bajo, tienen aceleraciones por ráfagapositivas y negativas críticas. Examinando la ecuación del factor de carga por ráfaga.

ws

kmV n 3)(±=

Encontramos que la más ligera condición de carga (peso bruto más pequeño del avión), produce unfactor de carga por ráfaga mas grande.


31/88

31

Los factores de carga positivos y negativos corresponden a las condiciones de alto ángulo de ataque ybajo ángulo de ataque respectivamente.

Como esta aeronave será certificada en dos categorías Normal y Utilitaria , de acuerdo con el FAR-23.

Cuando se va a certificar una Aeronave en dos categorías, el primer paso consiste en definir el pesode diseño, y se establece la relación:

ctenW =×

De la expresión anterior se asume la siguiente igualdad:

nnuu nW nW ×=×

Donde el subíndice “u”, se refiere a la categoría Utilitaria, y el subíndice “n”, nos define la categoríanormal. Y los valores de nu=4.4 y nn=3.8 .

Se efectúan dos despejes:

u

nnu n

nW W

×= n

uun n

nW W

×=

Una vez efectuada la sustitución sabemos que:

54.345457.4631

==

u

n

W

W

De lo anterior se puede observar que:

un W W Por lo anterior para todos los cálculos tomaremos en cuenta la Categoría Normal, por ser mayor.

5.4631=nW Así, los valores que se utilizarán serán los siguientes:


32/88

32

8.3/58.25/

1814631

2

2

==

==

N

pieslbS W

piesS

lbW

1.9.1 VELOCIDADES LÍMITE

El cálculo de las velocidades se realizará, según el Apéndice A del FAR-23, para aeronaves menores(W =6000 lb). En dicho apéndice se establecen también los valores de los factores de carga a usar.Según la Tabla 1, tendremos para la Categoría Normal:

Tabla 1.4 Factores de Carga Categoría Normal FAR 23

N1 3.8N2 0.5 N1 N3 Se determina según Fig. 1.4 (a) correspondiente a V cN4 Se determina según fig. 1.4 (b) correspondiente a VcNf 0.5 N1 correspondiente a Vf

(a)S

W n1

13

nn


33/88

33

(b)Fig. 1.13 Apéndice A – FAR 23

La velocidad mínima de crucero VC, esta dada por:

S W N V c 1min 17=

Sustituyendo

nudosV

nudosV

V

csel

c

c

170

62.167)58.25)(8.3(17

min

min

=

==

La velocidad mínima para diseño de picada VD, está dado por:

S W N V D 1min 24=

Sustituyendo

nudosV

nudosV

V

Dsel

D

D

24062.236

)58.25)(8.3(24

min

min

===

Para calcular la velocidad mínima para maniobra V A, está dada por:

S W N V A 1min 15=

Sustituyendo

nudosV

nudosV

V

Asel

A

A

15088.147

)58.25)(8.3(15

min

min

===

S W

n1

14

nn


34/88

34

De la siguiente relación encontramos la velocidad mínima de desplome VS

max

2 N

S SC W

V = ; éste cálculo se realiza usando el C N max del perfil NACA 2412

Por lo tanto, el valor de CN max es de 1.45816142 ¸ y sustituyendo:

)458.1)(002378.0(

)58.25(2=S

V

seg piesV S /466.121=

el resultado se multiplica por el factor0.5921 , para convertir a nudos

nudosV S 92.71= Según la figura 1.13

0167.12.167170

min ==C Csel

V V

y;

21 /204.97)58.25)(8.3( pielbsS

W N ==

Entramos a la figura 1.13 (a), con el valor de S W N 1 , y buscamos la curva correspondiente al valorde 1.0167. Como se puede observar queda fuera del margen, entonces tomamos el valor

correspondiente a la curva para valor11 =S W N

, por lo tanto:

11

3 = N N

8.3313

==

N

N N

Con la figura 1.4 (b), y con los mismos valores de las relaciones Vc sel y S W N 1 , entramos a la

gráfica con valor S W N 1 =1.0167, se puede apreciar que este valor queda igualmente fuera delmargen, por lo que intersecando el valor mínimo que es de – 0.5, entonces:

9.18.3)5.0()5.0(

4

14

−=−=−=

N

N N


35/88

35

Por los cálculos anteriores se obtienen los siguientes valores:

Tabla 1.5 Velocidades LímiteVelocidades Factores de Carga

VS = 71.92 nudos N 1 = 3.8

V A = 147.88 nudos N 2 = -1.9

VC = 167.62 nudos N 3 = 3.8

VD = 236.62 nudos N 4 = -1.9

Nf = 1.9

Para el cálculo de la curva de desplome de la envolvente, usamos la siguiente ecuación:

( )s N V V 2

= y se cuya tabulación es la siguiente:

Tabla 1.6 Tabulación Velocidades LímiteV n (+) n (-)0 0 010 0.01933306 -0.0193330620 0.07733225 -0.0773322530 0.17399756 -0.1739975640 0.30932899 -0.3093289950 0.48332655 -0.4833265560 0.69599023 -0.6959902370 0.94732004 -0.94732004

71.92 1 -1

80 1.23731596 -1.2373159690 1.56597802 -1.56597802

99.1348786 1.9 -1.9100 1.93330619 -1.9110 2.3393005 -1.9120 2.78396092 -1.9130 3.26728747 -1.9140 3.78928014 -1.9

140.19789 3.8 -1.9

147.88 3.8 -1.9


36/88

36

-3

-2

-1

0

1

2

34

5

0 100 200 300

V

n

150.860665 3.8 -1.9160 3.8 -1.9167.62 3.8 -1.9170 3.8 -1.9180 3.8 -1.9190 3.8 -1.9200 3.8 -1.9210 3.8 -1.9220 3.8 -1.9230 3.8 -1.9236.62 3.8 -1.9

Velocidades Límite


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37

1.9.2 MANIOBRA Y RÁFAGALa segunda parte de este método es la de maniobra y ráfaga

nc nd

positivo 1,634 0,366

negativo 1,47 0,53

La conclusión que se obtiene al calcular los factores de carga es que este avión no inestable porráfaga sino por maniobra como se demuestra en la siguiente figura


38/88

38

-3

-2

-1

0

1

2

3

4

5

0 100 200 300

V

n

Fig. 1.15 Envolvente de Vuelo


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39

1.10 DEFINICIÓN DE CONDICIONES DE CARGA

Sabemos que:

S W

qn

C L =

;donde2/2 LC V q ρ =

(Presión Dinámica)Encontramos el valor de la Presión Dinámica para cada velocidad, por lo que:• Para la Velocidad de Crucero VC:

pieslb

C q 2999.952)689.1()62.167)(002378.0( 22 ==

• Para la Velocidad de Maniobra V A:

pieslb

Aq 1754.742)689.1()88.147)(002378.0( 22 ==

• Para la Velocidad de Picada VD:

pieslb

Dq 90.1892)689.1()62.236)(002378.0( 22 ==

Los Factores de Carga serán según la envolvente:

N A = 3.8 NE = -1.9NC = 3.8 NF = -1.9ND = 3.8 NG = -1.9

Retomando la expresión:

S

W

q

nC L =

Se sustituye para cada velocidad:

3104.11754.74

)58.25)(8.3( == LAC

6554.01754.74

)58.25)(9.1( −=−= LE C

028.12999.95

)58.25)(8.3( == LC C

5099.02999.95

)58.25)(9.1( −=−= LF C

5011.09,189

)58.25)(8.3( == LDC

2559.09,189

)58.25)(9.1( −=−= LDC

1.10.1 CALCULO DE FUERZAS DE INERCIA Y PESO MUERTO

Estas fuerzas actúan sobre el Centro de Gravedad (C.G.) del ala y del perfil en dirección opuesta allevantamiento (L). Las fórmulas para calcularlas son respectivamente:


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40

nW

F a I 2= y

2a

M W

F =

Sustituimos tomando en cuenta los datos de la Tabla 1.2:

lbF M 1074.4122148.82 ==

Estas fuerzas se tomarán en cuenta para todos los casos de análisis.

1.10.2 CARGAS POR MANIOBRA O RÁFAGA

Las fórmulas para calcular tanto las fuerzas cordales como normales para cada uno de los casos son:

2S

C qF i N i Ni

=

2S

C qF iC iCi

=

Además una vez que se obtienen estas fuerzas para cada condición, se hace un análisis demomentos con respecto al empotre.

Tabla 1.7 Fuerzas sobre el AlaCl q CC CN XCP FN FC FI FM Σ MY

A 1.3104 74.1754 -0.17 1.30 0.22 8738.28 -1145.45 156.21 41.11 106762.12

C 1.028 95.2999 -0.09 1.01 0.20 8719.01 -765.98 156.21 41.11 106521.19D 0.5011 189.9 -0.01 0.49 0.13 8343.40 -123.75 156.21 41.11 101826.04E 0.6554 74.1754 -0.03 0.65 0.16 4362.18 -171.42 156.21 41.11 52060.82F 0.5099 95.2999 -0.01 0.49 0.13 4187.07 -62.10 156.21 41.11 49871.96G 0.2559 189.9 0.01 0.25 0.01 4320.07 118.87 156.21 41.11 51534.44

Se toma el valor más alto para razones de cálculo.

lbF I 20812.156)8.3(22148.82 ==


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41

C A P Í T U L O I I

D I S E Ñ O Y A N Á L I S I SD E L A

C A J A D E T O R S I Ó N


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42

2.1 DISEÑO DEL PATÍN

El análisis y diseño de vigas de metal compuestas de patín remachado o soldado al alma es unproblema frecuente en el diseño estructural de aviones. En este capítulo, se considera la teoríageneral para vigas con alma sin deformación.

Para la eficiencia resistencia/peso el patín de la viga será diseñado para tomar el radio de giro e lasección de esta, tan grande como sea posible, y algunas veces mantenga la sección del patín la cualtendrá un alto esfuerzo local de desplazamiento o ruptura, además de esto el patín para vigas grandesen cantiliver la cual es frecuentemente usada en diseño de alas, será de cualquier forma tal quepermita la eficiente convergencia o reducción de la sección de una viga extendida.

Esta convergencia de sección también será considerada desde la fabricación o maquinado; laeficiencia del patín debe de ser desde el punto de vista resistencia/peso, deberá ser muy costeable oenteramente práctico desde su fabricación.

El cálculo de esfuerzos en los patines de viga son en general un procedimiento sin dificultad si seutiliza de manera usual en la teoría de flexión. El problema es que esfuerzo en el patín causará lafalla, la única manera segura de determinar el diseño aceptable es el de tomar suficientes pruebasestáticas de vigas especialmente diseñadas.

Para una sección de vigas las siguientes pruebas son normalmente necesarias para la formación delas bases de diseño de esfuerzos permisibles.

1) Una prueba sometiendo la viga a flexión pura.2) Una prueba de un trozo de viga a flexión y que la falla ocurrirá en el alma en lugar del patín.3) Una prueba de un trozo de viga a compresión pura para obtener una fuerza de ruptura local.4) Una prueba severa de una viga en compresión y flexión combinadas usando diferentes cargas

de flexión y compresión.

Se puede obtener bastante información de las pruebas dando algunas curvas de esfuerzos admisiblespara el diseño de vigas. Para el diseño aproximado de patines el método dado en este capítulo puedeser utilizado.

Antes de diseñar cualquier viga de prueba el diseñador estructural semejará el conoceraproximadamente que el propósito de la sección del patín es de llevar un esfuerzo en este, puesto quees deseable tomar pruebas aproximadas a las secciones que serán usadas finalmente en laestructura.


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44

La sig. Figura muestra un elemento con una longitud “dx” de una viga la cual es sometida a unmomento flexionante el cual produce compresión en la parte superior. El momento flexionante sobre la

sección “AB” es “M” y sobre la sección “CD” es M M Δ+ , así los vectores representan el esfuerzosobre la carga “CD” y son dibujados a lo largo de la caja “AB”, el elemento de la viga es también

sometido a una fuerza de corte total “V” sobre o en cada cara. 2C o 1C representan la resultante de

la fuerza total a compresión en cada cara y 2T y 1T la resultante del esfuerzo a tensión la fig. (b)muestra un cuerpo libre pero con esfuerzo de tensión y compresión en cada cara sustituido por unafuerza simple “C” y “T” las cuales contribuyen a mover el bloque con los resultados del sistema de lafig. (a).

En la figura (c) el elemento de la fig. (b) tiene un corte a lo largo del eje neutro, y una fuerza aplicadaen el corte de la cara igual a fs = gdx, donde fs es la intensidad horizontal del esfuerzo de corte.

Escribiendo la ecuación de equilibrio, la suma de las fuerzas horizontales sobre la parte superior seráigual a cero obteniendo:

0=••− dxb fsC

Y así mismo para la parte inferior:

0=••+− dxb fsT

La fig. (d) muestra un cuerpo libre de la fig. (b) pero con C y T sustituidas por su valor equivalente.

Tomando momento en el punto 0

0=••••= Vdxhdxb fs Mo

De esta forma obtenemos el valor de fs = Al valor máximo dado por la ecuación 2 usando un brazoefectivo “h” igual a la distancia entre el centroide del esfuerzo flexionante. Para una secciónrectangular el efectivo es obviamente igual a 2/3 de la altura de la viga, pero para una viga común ladistancia entre el centroide del esfuerzo de flexión no es particularmente evidente, si el alma esconsiderada efectiva a flexión. Una aproximación del brazo efectivo “h” y el procedimiento el cual esprácticamente el considerar (a) igual a la distancia entre el centroide de el remache alma-patín.

Algunos diseñadores de estructuras toman la consideración da la proporción del corte total vertical dela viga el cual es llevado por el alma. Por ejemplo, es algunas veces considerar que el alma toma el


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45

corte completo o puede tomar solamente el 90%. El porcentaje de la carga cortante llevada por elalma depende por supuesto del tamaño de la sección del patín y de la forma del alma.

2.1.2 CÁLCULO DE LA VIGA DELANTERATabla 2.1 Cálculo de Viga Delantera

ELEMENTO AREA x' Y' A*x' A*y'

1 0.8316 1.98 9.765 1.646568 19.3347 0 4.83 0 23.3289 0 0 46.1912222 1.7955 1.98 4.935 3.55509 9.7713 0 0 0 0 0 0 03 0.8316 1.98 0.105 1.646568 0.2079 0 4.83 0 23.3289 0 0 46.191222

AXY IXXo IYYo0 0.00305613 1.086734880 13.3618866 0.005401460 0.00305613 1.08673488

2.1.3 CÁLCULO DE LA VIGA TRASERATabla 2.2 Cálculo de Viga Trasera

ELEMENTO AREA x' y' A*x' A*y'

1 1.26473 2.0075 7.953 2.538935438 15.964644 0 3.8975 0 15.1905063 0 0 30.49494132 1.8326 2.0075 4.055 3.6789445 8.1404125 0 0 0 0 0 0 03 1.26473 2.0075 0.158 2.538935438 0.3161813 0 3.8975 0 15.1905063 0 0 30.4949413

AXY IXXo IYYo0 0.01046 1.698970 8.54456 0.009170 0.01046 1.69897

2.1.4 RESISTENCIA AL CORTE SUMINISTRADO POR PATINES INCLINADOS

La gran mayoría de las vigas de alas en los aviones y en las superficies del empenaje tienen patinesinclinados porque la conicidad de la estructura en ambas formas y espesores. Esta inclinación de lospatines de viga sustituye el alma de la viga de una carga cortante considerable y no deberá olvidarse.

La fig 4.2 muestra una viga llevando un sistema de carga 21PP . El patín superior esta inclinado comose muestra, si ambos patines se intersectan en el punto cero donde:

M = momento flexionante de la flexión (ac)

Cuando h M T C h /==

x y 2 y A2 x A x y *2 x 2 y

y 2 y A2 x A x y *2 x 2 y


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46

Donde:

h = distancia entre el centroide del esfuerzo del patín.

La componente vertical Tv de la carga T en el patín superior igual a

oh I

hT • Pero h

M T h =

Entonces oov I M I hh M T /// =•=

Donde F V = La carga cortante llevada por el patín de la viga.

Cuando F V = o I M

En este caso la componente de corte llevada por la carga axial en el patín inclinado igual al momentoflexionante de la sección considerada dividida por la distancia de la sección a el punto de intersección(o) del patín.

La derivación basada en la consideración de el momento resistente total “M” desarrollado por el patín.Con el alma efectiva a la flexión el momento desarrollado por el alma será sumado al momento

flexionante total “M”

ALMAFI I I I +=

El momento desarrollado por el alma es igual

I I

M ALMA=

Donde:

M = Momento flexionante total en la sección.

En la construcción de aviones las vigas cantiliver con patines inclinados en caso común, y laresistencia cortante por la carga axial del patín es un factor importante el cual no será olvidado si unaestructura eficiente es deseosa de una relación resistencia – peso.


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47

2.2 CÁLCULO DEL DISEÑO DE LARGUEROS Y ATIEZADORES

Tabla 2.3 Datos Cálculo de Atiezadoresl 25

t 0.032c 2

σ ult 65000

σ cede 48000E 1.05E+07

μ 0.3

Ixx 0.291666667k 0.381881308

l' 17.67766953(l'/k) 46.29100499

Tabla 2.4 Inestabilidad Primaria Atiezadores

inestabilidad primaria(l'/k) 65,71127848

Pcra(cm) (l'/k) σ cr(lb/cm^2) 0,08128 0,1016 0,127 0,15241,016 45,5620128 404,225 26,2843264 32,855408 41,06926 49,2831121,27 36,4496102 615,125 49,99736 62,4967 78,120875 93,74505

1,524 30,3746752 913,9 89,1381504 111,422688 139,27836 167,1340321,778 26,0354359 1230,25 139,992608 174,99076 218,73845 262,486142,032 22,7810064 1546,6 201,132237 251,415296 314,26912 377,1229442,286 20,2497835 1968,4 287,984794 359,980992 449,97624 539,9714882,54 18,2248051 2249,6 365,694976 457,11872 571,3984 685,67808

2,794 16,5680046 2390,2 427,406003 534,257504 667,82188 801,3862563,048 15,1873376 2460,5 479,974656 599,96832 749,9604 899,952483,302 14,0190809 2671,4 564,541619 705,677024 882,09628 1058,515543,556 13,0177179 2776,85 631,96663 789,958288 987,44786 1184,937433,81 12,1498701 2864,725 698,534544 873,16818 1091,46023 1309,75227

4,064 11,3905032 2952,6 767,95945 959,949312 1199,93664 1439,923974,318 10,7204736 3040,475 840,241347 1050,301684 1312,87711 1575,452534,572 10,1248917 3128,35 915,380237 1144,225296 1430,28162 1716,33794

Esta grafica nos muestra la inestabilidad primaria para el espesor de 0.08128cm para el atizador


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49/88

49

t=0,127

0

200

400

600

800

1000

1200

0 0,5 1 1,5 2 2,5 3 3,5 4 4,5

a

La ultima grafica muestra la inestabilidad primaria con un espesor de 0.1524

t =0,152 4

0

200

400

600

800

1000

1200

1400

0 0,5 1 1,5 2 2,5 3 3,5 4 4,5

a

Cada uno de los espesores se someterán a una inestabilidad secundaria los calculos nos arrojan lossiguientes calculos.

inestabilidad secundariaσ cr Pcr

a(cm) 0,08128 0,1016 0,127 0,1524 0,08128 0,1016 0,127 0,1521,02 23194,06 28992,58 36240,72 43488,87 3830,75 4788,44 5985,55 7182,61,27 14844,20 18555,25 23194,06 27832,87 3064,60 3830,75 4788,44 5746,11,52 10308,47 12885,59 16106,99 19328,38 2553,84 3192,29 3990,37 4788,41,78 7573,57 9466,96 11833,71 14200,45 2189,00 2736,25 3420,32 4104,32,03 5798,52 7248,14 9060,18 10872,22 1915,38 2394,22 2992,78 3591,32,29 4581,54 5726,93 7158,66 8590,39 1702,56 2128,20 2660,25 3192,2


50/88

50

2,54 3711,05 4638,81 5798,52 6958,22 1532,30 1915,38 2394,22 2873,02,79 3066,98 3833,73 4792,16 5750,59 1393,00 1741,25 2176,56 2611,83,05 2577,12 3221,40 4026,75 4832,10 1276,92 1596,15 1995,18 2394,23,30 2195,89 2744,86 3431,07 4117,29 1178,69 1473,37 1841,71 2210,03,56 1893,39 2366,74 2958,43 3550,11 1094,50 1368,13 1710,16 2052,13,81 1649,36 2061,69 2577,12 3092,54 1021,53 1276,92 1596,15 1915,34,06 1449,63 1812,04 2265,05 2718,05 957,69 1197,11 1496,39 1795,64,32 1284,10 1605,13 2006,41 2407,69 901,35 1126,69 1408,37 1690,04,57 1145,39 1431,73 1789,67 2147,60 851,28 1064,10 1330,12 1596,1

Esta grafica nos muestra la inestabilidad secundaria para el espesor de 0.08128cm para el atizador

t=0,08128

0,00

500,00

1000,00

1500,00

2000,00

2500,00

3000,00

3500,00

4000,00

4500,00

0,00 1,00 2,00 3,00 4,00 5,00

a

P c r

La segunda grafica nos muestra la inestabilidad secundaria para el espesor de 0.1016cm


51/88

51

t=0,1016

0,00

1000,00

2000,00

3000,00

4000,00

5000,00

6000,00

0,00 1,00 2,00 3,00 4,00 5,00

a

P c r

La tercera grafica muestra la respuesta de la inestabilidad secundaria con el espesor de 0.127

t=0,127

0,00

1000,00

2000,00

3000,00

4000,00

5000,00

6000,00

7000,00

0,00 1,00 2,00 3,00 4,00 5,00

a

P c r

La ultima grafica muestra la inestabilidad primaria con un espesor de 0.1524


52/88

52

t=0,1524

0,00

1000,00

2000,00

3000,00

4000,00

5000,00

6000,00

7000,00

8000,00

0,00 1,00 2,00 3,00 4,00 5,00

a

P c r

A continuación se muestra la evaluicion de los cuatro espesores para las dos inestabilidades

t=0,08128

0,00

500,00

1000,00

1500,00

2000,00

2500,00

3000,00

3500,00

4000,00

4500,00

0,00 1,00 2,00 3,00 4,00 5,00

a

P c r

t=0,1016

0,00

1000,00

2000,00

3000,00

4000,00

5000,00

6000,00

0,00 0,50 1,00 1,50 2,00 2,50 3,00 3,50 4,00 4,50 5,00

a

P c r


53/88

53

t=0,127

0,00

1000,00

2000,00

3000,00

4000,00

5000,00

6000,00

7000,00

0,00 1,00 2,00 3,00 4,00 5,00

a

P c r

t=0,1524

0,00

1000,00

2000,00

3000,00

4000,00

5000,00

6000,00

7000,00

8000,00

0,00 4,14 8,29

a

P c r

El largo que se utilizara en el brazo del atizador de tipo angulo sera de 4.34cm, esto gracias a lagrafica que se realizo ya que la area baja las dos curvas es mas grande notoriamente en las graficascon el el espesor de 0.1524cm el cual es es el espesor que se utilizara para el atizador.


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54

El largo que se utilizara en el brazo del atizador de tipo L será de 0,057", esto gracias a la grafica quese realizo ya que la área baja las dos curvas es mas grande notoriamente en las graficas con elespesor de 0.060" el cual es el espesor que se utilizara para el atizador.

Área (A)

)45.16)(50(1 = A A 2/)38.3)(50(2 = A A

=1 A A 822.5 2cm 2

2 5.84 cm A A =

2907cm AT =

Parte Cuadrada Parte Triangular

18.741903 )45.16)(50(3

33

=== bh Ix 89.16012)38.3)(50(

12

33

===bh

Ix

66.6854163

)50)(45.16(3

33

=== bh Ix 33.3520812)50)(38.3(

12

33

=== bh Ix

56.1691264

)45.16()50(4

3232

=== hb Ix 041.119024)38.3()50(

24

3232

=== hb Ix

Área B

468)72.18)(25(

1

1

==

B

B

A

A

875.132/)11.1)(25(

2

2

==

B

B

A

A

875.481= BT A

Parte Cuadrada

34.546683 )72.18)(25(3

33

=== bh Ix 89.16012)38.3)(50(

12

33

===bh

Ix

975003

)25)(72.18(3

33

=== bh Ix 31.144512)25)(11.1(

12

33

=== bh Ix


55/88

55

609.7124

)72.18()25(4

3232

=== hb Ix 051.62524)11.1()25(

24

3232

=== hb Ix

Área C

125.220)61.17)(5.12(1 ==

C A

937.6

2

)11.1)(5.12(2 ==C A

062.227= AT


47.227543

)61.17)(5.12(3

33

=== bh Ix 424.112)11.1)(5.12(

12

33

=== bh Ix

84.114643

)5.12)(61.17(3

33

=== bh Ix 664.18012)25)(11.1(

12

33

=== bh Ix

75.121134

)61.17()5.12(4

3232

=== hb Ix 005.224)11.1()5.12(

24

3232

=== hb Ix

ÁREA D

625.138

625.62

)06.1)(5.12(132)56.10)(5.12(

2

1

=

====

AT

A

A

D

D


59.49063

)56.10)(5.12(

3

33

=== bh Ix 24.112)11.1)(5.12(

12

33

=== bh Ix

75.683

)5.12)(61.17(3

33

=== bh Ix 52.17212

)25)(11.1(12

33

=== bh Ix

56.434

)61.17()5.12(4

3232

=== hb Ix 828.124)11.1()5.12(

24

3232

=== hb Ix


56/88

56

ÁREA E

25.2685.222

)06.1)(5.12(75.245)56.10)(5.12(

2

1

===

==

AT

A

A

D

D


517.79153

)56.10)(5.12(3

33

=== bh Ix 15.1212)11.1)(5.12(

12

33

=== bh Ix

91.511973

)5.12)(61.17(3

33=== bh Ix 75.2343

12)25)(11.1(

12

33=== bh Ix

.150984

)61.17()5.12(4

3232

=== hb Ix 265 09.2124

)11.1()5.12(24

3232

=== hb Ix

ÁREA F

25.434

25.572

)06.1)(5.12(377)56.10)(5.12(

2

1

=

==

==

AT

A

A

D

D


35.71443

)56.10)(5.12(3

33

=== bh Ix 15.1212)11.1)(5.12(

12

33

=== bh Ix


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57

SECCIÓN A B C D E F A1 822.5 468 220.125 132 245.75 377 A2 84.5 13.875 6.937 6.625 22.5 57.25 A3 28.27 0 A4 92.03 30.67 A5 14.135 14.135 AT 772.565 437.07 227.062 138.625 268.25 434.25X1 25 12.5 6.25 6.25 12.5 25X2 16.66 8.33 4.34 8.34 8.33 16.66X3 12 0X4 30 30X5 12 12Y1 8.225 9.36 8.8 5.28 4.915 3.77Y2 17.57 19.09 17.98 10.913 10.43 8.303Y3 9 0Y4 6 3Y5 0 1.5

X' 70.170429 28.64226 6.191647 6.349883 24.65023 61.4004832.670429 16.14226 6.191647 6.349883 12.15023 23.90048Y' 11.7224279 10.88742 9.080459 5.549206 5.377582 4.367615

AX' 44.9076427 AY' 5.16647016 AREA T 2277.822

SECCIÓN A B C D E FIX 50650.459 55947 23322.01 5107.99 8554.62 4822.775IY 427891.68 99179.66 11674.86 7072.689 53900.09 322698.7IXY 155362.946 1894.415 12244.66 4432.096 5593.39 16311.22SX 1550.3457 3465.871 3766.69 804.4227 704.0704 201.7857

SY 36501.9674 9109.562 1285.712 1274.541 10023.11 73884.43TIX 973715.829TIY 1531740.02TIXY 195838.725

Se realizaran calculos para obtener los diferentes flujos de corte para cada una de las maniobras delavion como es asenso, crucero, y picada que se representaran en la siguiente tabla

q1 q2 q3 Q4acenso -0,140022763 0,131678578 -0,140022763 0,131678578crucero -0,505185289 0,732869055 -0,505185289 0,732869055picada -0,366781010 0,509333185 -0,366781010 0,509333185

acenso negativo -0,212196277 0,299921257 -0,212196277 0,299921257crucero negativo -0,184065611 0,255603938 -0,184065611 0,255603938picada negativo -0,154886884 0,206079271 -0,154886884 0,206079271


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Tambien se representaran las fuerzas de corte a los largo de la viga y el maximo en la siguiente tabla

Vasenso 8738,28crucero 8719,01picada 8343,40asenso negativo 4362,18crucero negativo 4187,07

picada negativo 4320,07


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C A P Í T U L O I I I

A N Á L I S I S Y S I M U L A C I Ó

N E N S O F T W A R EA N S Y S


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Se analizaran los esfuerzos en una ala compuesta por elementos placa (shell) y elementos viga(beam). El ala tiene cuadernas, largueros, piel y vigas. Estas ultimas estan compuestas por patines yalma.

Se usaran dos materiales: para el tipo 1 las propiedades son:

1. Tipo 1: Que servirá para la piel del Alaa. Módulo de Elasticidad = 101 x 105 lb/plg2, yb. Relación de Poisson PRXY = 0.3c. DENS (0.1 lb/plg2)

2. Tipo 2: Que será usada para el alma, patines, y atiezadores, (a. Módulo de Elasticidad = 106 x 105 lb/plg2),b. Relación de Poisson PRXY = 0.3c. DENS (0.1 lb/plg2)d.

Fig. 3.1 Componentes de un Ala


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3.2.2 CREACIÓN DE LA LÍNEAS QUE DEFINEN EL PERFIL

Ya que tenemos los Keypoints que nos definen el perfil del ala, vamos a unirlos con una línea, lo cualse hace de la siguiente manera:

1 Main Menua) Preprocesorb) Modeling Createc) Lines Splines d) Spline thru Keypoints

2 Escogemos los Keypoint del 1 al 173 Apply 4 De la misma manera los Keypoints de la parte inferior comenzando del 1 y después del 19 al

355 Apply6 Ahora unimos Keypoint 18 con el Keypoint 35 para cerrar el borde de salda7 OK

Fig. 3.4 Líneas del Perfil NACA 2412


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3.2.3 CREACIÓN DEL ÁREA QUE DEFINE LA SECCIÓN TRANSVERSAL DEL PERFIL DEL ALA

Ya que tenemos las líneas que definen el perfil del ala, se procede a crear el area que define dichoperfil de la siguiente manera:

1 Main Menua) Preprocesorb) Modeling Createc) Areas Arbitrary d) By Lines

2 Escogemos los tres líneas que de finen el perfil del ala3 OK

Fig. 3.4 Área del Perfil NACA 2412


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3.2.4 CREACIÓN DEL ALA

Ya con el área que define la sección transversal del ala, se procede a realizar un barrido para crear elala de la siguiente manera:

1 Main Menua) Preprocesorb) Modeling Operatec) Extrude d) Areas by XYZ . Aparece un cuadro llamado Extrude Areas by Offset

2 Escogemos el área del perfil3 OK aparece un cuadro llamado como el anterior.4 En DX, DY, DZ escribimos la coordenada 0,0,-3005 OK

Fig. 3.6 Cuadro de Diálogo Extrude Areas by Offset

Para observar una figura isométrica del ala hacemos lo siguiente.6 Utility Menu

a) PlotCtrls b) Pan, Zoom, Rotate . Aparece un cuadro llamado de la misma manera.

NOTA: El cuadroPan, Zoom, Rotate , servirá para poder hacer acercamiento en un punto específicodel modelo, así como, para poder rotar y dar diferentes tipos de vista del modelo, el FIT sirve paraajustar el modelo a la pantalla.

c) Escogemos la vista Iso


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Fig. 3.7 Vista Isométrica del Ala Sólida

Debido a que se hizo un barrido del área de la sección transversal del ala, se creo una ala sólida y loque nos interesa es que este hueca. Para hacer esto, se hace lo siguiente:

7 Main Menu a) Prepocessor b) Modeling Delete c) Volumes Only . Aparece un cuadro que se llama Delete Volume Only

8 Escogemos el volumen del ala9 OK10 Utility Menu

a) Plot Areas11 SAVE_DB


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3.2.5 CREACIÓN DE LAS COSTILLAS DEL ALA

Para crear las costillas lo unico que haremos es copiar el perfil a lo largo del ala. Se realiza de lasiguiente manera:

1 Main Menu a) Preprocesorb) Modeling Copy c) Areas . Aparece un cuadro llamado Copy Areas

2 Escogemos el área de la sección transversal del ala3 OK. Aparece un cuadro llamado igual que el anterior.4 Ponemos la siguiente coordenada DX = 0 , DY = 0 y DZ = -150 . de esta manera se creas un

nuevo perfil.5 OK

Fig. 3.8 Cuadro de Diálogo Copy Areas Para que se pueda observar el nuevo perfil realizado en el ala, se realiza lo siguiente:

6 Utility Menua) PlotCtrl sb) Style c) Translucency d) By Value

7 Aparece un cuadro llamado Translucency , escogemos la opción que queremos hacertransparente.

8 OK


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Fig. 3.9 Cuadro de Diálogo Translucency Areas

9 En el siguiente cuadro se escribe le valor en TLEVEL Translucency level (0-1) = 0.8

Fig. 3.10 Cuadro de Diálogo Translucency Level 10 [/REPLOT] = replot 11 OK

Fig. 3.11 Vista Isométrica Translucida


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3.2.6 CREACIÓN DE LOS HUECOS DE LOS PERFILES DEL ALA

En esta parte vamos a crear cilindros que van a atravesar por los perfiles y con la ayuda de unaoperación booleana se van a quitar dichos cilindros para que queden solamente definidos los huecosde los perfiles. Primero se da una vista frontal del ala y después se procede como sigue:

1 Main Menu a) Preprocesorb) Modeling Create c) Volumen Cylinder d) Solid Cylinder . Aparece un cuadro llamado Solid Cylinder

2 Damos los siguiente valores que aparecen en la tabla

Tabla 3.2 Coordenadas Alivios de PerfilCOORDENADA

PUNTO WORKPLANEX WORKPLANEY RADIO DEPTH

1 5 0 2.5 -3002 45 4 2.5 -3003 45 - 4 2.5 -3004 55 0 3.5 -3005 75 0 2.5 -300

3 OK

Fig 3.12 Alivios de Perfil

Ahora vamos a eliminar los cilindros y dejar unicamente los huecos en las costillas con una operarionbooleana. Procedemos de la siguiente manera:

4 Main Menua) Preprocesor b) Modeling Operate c) Booleans Divide d) Area by Volumen . Aparece un cuadro llamado Divide Area by Volume

5 Escogemos los perfiles del ala6 OK


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70

3.2.7 CREACIÓN DE LAS ALMAS, PATINES Y ATIEZADORES

Primero vamos a graficar y numerar los Keypoints en una vista frontal de la siguiente manera:

1 Utility Menu a) Plotb) Keypoints Keypoints

De esta manera se grafican los Keypoints . Ahora vamos a numerarlos

2 Utility Menu a) PlotCtrls Numbering b) ActivamosKP OK

Fig. 3.1 Keypoints Perfil Activados

Ahora vamos a crear las líneas que van a definir las almas del ala. Se procede de la siguiente manera:

3 Main Menua) Preprocessor Modeling Create b) Lines Lines c) Straight Line . Aparece un cuadro llamado Create Straight Line

4 Escogemos el Keypoint 10 con el 275 OK6 Plotear líneas y desactivar la numeración Keypoint.

Fig. 3.14 Líneas Perfil ActivadasProcedemos a crear las líneas de la siguiente manera:

7 Main Menua) Prepocessor Modeling Copyb) Lines . Aparece un cuadro llamado Copy Lines

8 Escogemos la línea que define el alma


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9 OK. Aparece otro cuadro con le mismo nombre que el anterior10 En DZ ponemos -30011 OK

Fig 3.15 Cuadro de Diálogo Copy Lines

Por medio de la línea que define el alma y la copia de dicha línea se tienen los cuatro Keypoints quedefinen el alma. Con estos Keypoints procedemos a crear el área de dicha alma:

12 Main Menua) Prepocesor Modeling Create b) Areas Arbitrary Through KP’s c) Aparece un cuadro llamado Create Area Thru KP’s

13 Se escogen primero los dos Keypoints superficiales y después los Keypoints inferiores, de talmanera que forme un rectángulo, el cual define el área del alma.

14 OK

No es necesario crear los patines ya que las líneas superiores e inferiores que definen el área delalma nos sirven como patines como se muestra en la figura anterior. Lo que si es necesario hacer sonlos atiezadores. Los atiezadores se realizaran de una manera similar a como se hicieron las almas. Seplotean los Keypoint s y se numeran nuevamente en una vista frontal y después se hace lo siguiente:

15 Main Menua) Preprocessor Modeling Createb) Lines Linesc) Straight Line . Parece un cuadro llamado Create Straight Line

16 Escogemos el Keypoints 13 y 30. Automáticamente se crea la línea. Después el Keypoints 14con el 32.

17 OK


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18 Plotear líneas y desactivar la numero de Keypoints.

Las dos líneas que se crearon como se hizo anteriormente a un DZ = -300 . De la misma manera sevan a crear áreas como si fueran almas, las cuales se van a eliminar mas adelante ya que nos van aservir. El objetivo va a ser quedarse únicamente con las líneas superiores e inferiores de estas áreaspara que trabajen como atiezadores.

19 SAVE_DB

Fig. 3.16 Líneas de Elementos en el Ala


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73

3.2.8 CREACIÓN DEL TIPO DE ANALISIS, ELEMENTOS, CONSTANTES REALEAS YPROPIEDADES DE LOS MATERIALES

Ya que nuestro análisis es de tipo estructural, procedemos de la siguiente manera:

1 Main Menua) Preferences . Aparece un cuadro llamado Preferentes for GUI Filtering

2 ActivamosSTRUCTURAL 3 OK

Tipos de elementos finitos

4 Main Menua) Preprocessorb) Element typec) Add/Edit/Delete . Aparece un cuadro llamado Element Types d) Adde) Aparece otro cuadro llamado Library of Element Types f) Escogemos Structural Shell g) Elastic 4 node 63h) Applyi) Ahora escogemos Strucutural Beam

j) 3d elastic 4k) OK

Ahora vamos a cagar las constantes reales:

5 Main Menua) Prepocessorb) Real Constants . Aparece un cuadro llamado Real Constants c) Add

d) Aparece un cuadro llamado Element Type for Real Constants donde se encuentran lostipos de elementos que activamos.

e) Los elementos shell serán utilizados para el ala, las costillas y las almas; mientras que loselementos beam para los patines y los atiezadores.

f) En el cuadro Element Type for Real Constants . Escogemos el elemento Shell y damosOK.

g) Aparece un nuevo cuadro llamado Real Constants Set number 1, for shell 63


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h) En este cuadro daremos los espesores que se dan como dato en la tabla de abajo enshell thikness at node I, J, K, L .

i) OK

Tabla 3.3 Espesores

Ahora activamos las constantes reales para el elemento Beam 4, de la siguiente manera:

j) Damos Add en cuadro de Real Constants k) Activamos el elementoBeam 4 l) Add

Cargamos las constantes reales de los elementos Beam 4 , que se dan en la siguiente tabla:

Tabla 3.4 Constantes Reales

Procedemos a activar las propiedades de los materiales de la siguiente manera:

6 Main Menua) Prepocessorb) Material propsc) Material models d) Aparece un cuadro llamado Material Model Number 1 e) Abrir la carpeta de Structural f) A su vez la carpeta de Linear y después la carpeta Elastic .


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75

3.17 Cuadro de Diálogo Define Material Model Behavior

g) Elegir la opción Isotropic . Donde aparece un cuadro llamado Línear Isotropic MaterialProperties for Material Number 1

h) Damos el valor de EX = 101e5 y PRXY = 0.3 , que servirá para la piel del ala

3.18 Cuadro de Diálogo Línear Isotropi c Material Properties for Material Number 1 i) OK

j) En el mismo cuadro de Define Material Model Bahavior , se selecciona la opción Density ,aparece un cuadro llamado Density for Material Number 1 , DENS = 0.1

k) OK


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Fig. 3.19 Cuadro de Diálogo Density for Material Number 1

7 Para dar la segunda propiedad del material, del mismo cuadro Define Material ModelBahavior , de su menú principal se selecciona Material , y después New Model , aparece uncuadro llamado Define Material ID 2 , para poder así crear una segunda carpeta de Material

Model Number 2 . se realiza el mismo procedimiento anterior para dar la siguiente propiedaddel material, que será usada para el alma, patines y atiezadores. Donde EX = 106e5, PRXY =0.3 y DENS = 0.1


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3.3 MALLADO DEL MODELO

Antes de realizar el mallado del modelo es necesario utilizar una operación booleana para unir dichomodelo. Procedemos de la siguiente manera:

1 Main Menu a) Preprocessorb) Modelingc) Operated) Boleanse) Partitionf) Areas . Parece un cuadro llamdado Partition Areas g) Pick all.

Ploteamos las areas

2 Para poder realizar el mallado del alma, patines, atiezadores y costillas, una vez mas hay querealizar el procedimiento de Translucency , como s hizo anteriormente, para poder asíseleccionar mas fácilmente,

Anteriormente se dejo pendiente eliminar las areas para dejar solamente los atiezadores, ahora lovamos a hacer.

3 Main Menua) Prepocessorb) Modeling Deletec) Areas only. Aparece un cuadro llamdo “delete Areas Only”

4 Escogemos las areas5 OK

Ploteamos Áreas. Ya que realizamos estos detalles, seguimos a realizar el mallado de la piel del alautilizando los datos de la siguiente tabla:

Tabla 3.5 Propiedades de Elementos


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6 Main Menu

a) Prepocessorb) Meshingc) Mesh Tool. Parece un cuadro llamado Mesh Tool

7 En este cuadro damos global en Element Attributes .8 Damos clic en Set . Aparece un cuadro llamado Meshing Atributes .9 Damos los dato de la figura de abajo

10 OK

Fig. 3.20 Cuadro de Diálogo Meshing Attributes 11 En el cuadro Mesh Tool Size Controls Global Set 12 Aparece un cuadro Global Element Sizes y damos al espacio Element Edge Lenght el valor de

513 OK


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Fig. 3.21 Cuadro de Diálogo Global Element Sizes

14 En le cuadro Mesh Tool Mesh Areas 15 Mesh

Fig. 3.22 Cuadro de Diálogo Mesh Tool

16 Escogemos primero el borde de salida17 Ahora escogemos toda la piel18 OK19 Plot Areas

3.3.1 MALLADO DE LAS COSTILLAS

20 Nuevamente en el cuadro Mesh Tool , Element Atributes Global Set 21 Activamos los datos que corresponden a las costillas22 OK

Se realiza el procedimiento de mallado igual que el anterior23 En el cuadro de Global Element Sizes y damos al cuadro Element Edge Lenght el valor de 324 OK25 Mesh Areas y después activamos el cuadro Mesh


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26 Aparece un cuadro llamado Mesh Areas 27 Escogemos todas las costillas28 OK

3.3.2 MALLADO DEL ALMA

29 Nuevamente en el cuadro Mesh Tool Eleven Atributes Global Set 30 Activamos los valores correspondientes al Alma31 OK32 En el cuadro Mesh Tool Size Controls Global Set 33 Aparece un cuadro Global Element Sizes y damos al cuadro Element Edge Length el valor de

534 OK35 Mesh Areas y después activamos el cuadro de Mesh 36 Aparece un cuadro llamado Mesh Areas 37 Escogemos el alma38 OK39 SAVE_DB

3.3.3 MALLADO DE LOS PATINES EN EL ALMA

40 Ploteamos líneas. En el cuadro de Mesh Tool Element Atributres Global Set 41 Activamos lo valores correspondientes a los patines42 OK43 Mesh Lines y después activamos el cuadro de Mesh 44 Escogemos las líneas que define la parte superior y la parte inferior del alma45 OK

3.3.4 MALLADO DE LOS PATINES EN EL ATIEZADORES

46 En el cuadro de Mesh Tool Element Atributres Global Set 47 Activamos lo valores correspondientes a los patines

48 OK49 Mesh Lines y después activamos el cuadro de Mesh 50 Escogemos las líneas que define la parte superior y la parte inferior de los atiezadores51 OK


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Fig. 3.23 Ala Mallada


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3.4 RESTRICCIONES DE DESPLAZAMIENTO

Ya que el ala va empotrada en el fuselaje del avión, vamos a restringir todos los movimientos dedesplazamiento y de rotación en un extremo del ala de la siguiente manera

1 Main Menúa) Preprocessorb) Loadsc) Define loads applyd) Structural displacemente) On areas . Aparece un cuadro llamado Apply U , ROT on Areas

2 Seleccionamos toda el área del primer perfil3 OK4 Aparece un cuadro llamado de la misma manera que el anterior, seleccionamos en DOFs to

be constrained la opción ALL DOF. 5 OK

Fig. 3.24 Restricciones del Ala


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3.5 APLICACIÓN DE CARGAS

Para poder hacer este análisis nos queda someter el ala a cargas. Primero vamos a plotear las áreasy aplicar cargas al ala.

1 Main Menua) Preprocessor Loadsa) Define loads Applyb) Structural Force/Momentc) On nodes . Aparece un cuadro llamado Apply F/M on Nodes

2 Escogemos el nodo marcado en la figura de abajo OK

Fig. 3.25 Puntos de Aplicación de Carga sobre el Ala 3 Aparece un cuadro con el mismo nombre. Damos una carga FY y con un valor de 100

Fig. 3.26 Cuadro de Diálogo Apply F/M on Nodes 4 OK

Vamos a repetir el mismo procedimiento para la siguiente carga, pero el valor de FY será de 200.


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3.6 SOLUCIÓNLa solución se obtiene de la siguiente manera

1 Main Menua) Solutionb) Analysis Typec) New Analysis .a) ActivamosStatic OK

2 Main Menua) Solutionb) Solve Current LS y cualquier mensaje que arroje el programa se le da OK.


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Fig. 3.28 Simulación de los Esfuerzos del Ala

El material que se utilizo es un aluminio 2014 que tiene una resistencia a la cadencia de 14000 lb/plg2,en le dibujo de arriba podemos ver que el esfuerzo máximo que ofrece el ala es de 879.729 lb/plg 2, porlo que le material soporta las cargas a las que es expuesta el ala. Sin embargo, la resistencia ultima

es de 27000 lb/plg2, por lo que nos indica que el material resiste

Para poder visualizar los desplazamiento, se realiza de la siguiente manera:

4 Menu principala) Plotb) Resultsc) Vector plot

d) Escogemos las opciónes DOf solution. Translation U


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Para visualizar mejor donde actuan los esfuerzo maximos, se realiza un corte lateralPrimero se realiza una vista lateral del ala, para poder seleccionar la sección mas fácilmente.

5 Fin


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CONCLUSIONES

Los cálculos de la caja de torsión elaborado en este trabajo, nos arrojo la suficiente información paratener como respaldo que el diseño de nuestra caja de torsión puede soportar la carga suficiente comoes el peso del avión y por supuesto las cargas a las cuales esta sometida nuestra aeronave en las

diferentes maniobras, gracias al software utilizado pudimos comprobar que el diseño de la caja detorsión puede ser utilizado en el ala y poder soportar altas cargas con factor de seguridad incluidoprovocando una mínima deflexión.

BIBLIOGRAFIA

BRUHN, ELMER FRANKLIN Analysis and Design of Aircraft Structures USA 1984CARPINTEYRO MONTELONGO, MARIO ARTUROESTRUCTURAS DE ALASPARA AERONAVES DE 800kg A 1500kg Tesis de Licenciatura de México 1984

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PROGRAMAS

XFOIL 6.9 Mark Drela, MIT Aero & Astro Harold Youngren, Aerocraft, Inc.

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