METODOLOGIA PARA EVALUAR LOS ESFUERZOS Y LA DEFORMACION DE LA CAJA DE TORSION DE UN ALA USANDO

EL METODO DE LOS ELEMENTOS FINITOS

Dr. Martín Castillo MoralesDra. Tania P. Berber SolanoMC María de Jesús Nañez

UANL – FIME

UANL FIME

PRINCIPALES ACTIVIDADES DEL CIIIA

• Investigación y Desarrollo Tecnológico

• Generación de Capital Humano

• Servicios de Ingeniería para los sectores relacionados.

EQUIPO

Diseño de AeronavesAbarca varias etapas, siendo la primera de ellas la definición de la misión de la aeronave y sus requerimientos, pasando por el diseño conceptual, diseño de detalle, desarrollo y pruebas del prototipo y finalmente la fabricación.

AERONAVE

OBJETIVO

Evaluar por medio del método de los elementos finitos (MEF) ladistribución de esfuerzos y deformación existentes en la caja de torsióndel ala de un aeroplano para transporte civil.

Para este efecto se consideraron las cargas aerodinámicas a las quese encuentra sometida el ala de dicha aeronave, en las condiciones devuelo recto y nivelado a una altura de 7600 m y una velocidadpropuesta de crucero de 500 km/ hr con tanque de combustible lleno yvacío.

AERONAVE

AERONAVE

PERFIL DEL ALA

CAJA DE TORSIÓN

PERFIL DE ATIEZADORES

TIPO DE MATERIAL A UTILIZAR

Clad 2024 T3 Clad 7075 T6

Módulo de elasticidad 73 GPa 72 GPa

Relación de Poisson 0.32 0.32

Esfuerzo de cedencia 483.812 MPa 559.84 MPa

TIPO DE MATERIAL UTILIZADOS EN ELEMENTOS ESTRUCTURALES

DESCRIPCION MATERIALPiel

Clad 7075 T6

Larguero delantero de la 0 a la 13

Larguero delantero de la 13 a la 30

Larguero trasero de la 0 a la 13

Larguero trasero de la 13 a la 30

Costillas 4, 9-13

Clad 2024 T3Costilla 2

Costillas restantes

Atiezadores Clad 7075 T6

ESPECIFICACIÓN DE LOS ELEMENTOS DE LA ESTRUCTURA

DESCRIPCION ESTACIONES (Número de Costilla) Espesor

Piel superior13-14 5 mm

0-13, 14-30 2 mm

Piel inferior

3-6 (hasta atiezador delantero 1) 11 mm

3-5 (hasta atiezador trasero 1) 9 mm

0-30 2 mm

Larguero delantero

4-5 24 mm

3-4, 5-6 20 mm

6-7 15 mm

1-3 9 mm

0-1, 7-13 3.5 mm

13-30 1.8 mm

DESCRIPCION ESTACIONES (Número de Costilla) Espesor

Larguero trasero

3-5 14 mm

0-3, 5-13 3 mm

13-30 2 mm

Costillas

2 2.5 mm

4, 9-13 2 mm

0, 1, 3, 5-8, 14-30 1.4 mm

VELOCIDAD DE 500 km. por hr.

ALTURA DE7,600 m

CONDICIÓN DE VUELO QUE SE ANALIZARÁAltura, velocidad, vuelo recto y nivelado

Distancia del centro de gravedad del motor con respecto a los largueros delantero y trasero.

UBICACIÓN DEL COMBUSTIBLE

CONOCER LA DISTRIBUCIÓN DE FUERZAS EN LA SEMIALA

Levantamiento, resistencia, peso de combustible, de motores, etc.

OBTENCIÓN DEL DIAGRAMA FACTOR CARGA-VELOCIDADFactor máximo de carga considerado para la aeronave

Diagrama V-n de maniobra

El diagrama factor carga – velocidad o diagrama V-n, se construye para tres tipos de aeronaves, las cuales están divididas en militares y dos clases de civiles, a estas últimas se les clasifica por medio de las normas de regulación federal de aviación y son regidas por las certificaciones del FAR 23, solo para aeronaves de 800 a 1500 Kg, y el FAR 25, para aeronaves con la categoría de transporte.

DIAGRAMA V-n DE RAFAGAEl diagrama de ráfaga indica los factores de carga a los que estará sujeta la aeronave tomando en cuenta las velocidades de ráfaga que se presentarán a la altura en que se encontrará, en éste caso se analizará a una altura de 25,000 ft (7,620 m), y las velocidades de ráfaga están dadas por la FAR 23 y 25. Tomando en cuenta lo anterior, se tendrán factores de carga mayores a los de maniobra.

La aeronave estará sujeta a sufrir esfuerzos más grandes al presentarse una ráfaga en vuelo recto y nivelado a una velocidad de ráfaga igual a 307 knots.

OBTENCIÓN DE FUERZAS SOBRE LA ESTRUCTURA DEBIDO AL VUELO Y MODELADO EN ANSYSRestricciones, resistencia, levantamiento, combustible, etc.

ESTRUCTURA CON PIEL

RESULTADOS OBTENIDOS

•Con combustible

• Desplazamientos• Esfuerzos principales• Esfuerzos por Von Mises

DEFORMACION CON COMBUSTIBLE

Inicialmente se estudió la deformación y se observa la forma en que se comporta la semiala

VISTA INFERIOR

VISTA LATERAL

VISTA FRONTAL

0.882 m

-0.024 m

0.0234 m

Se puede ver que las grandes deformaciones que sufre son en la dirección “y” de sus ejes coordenados, y que la parte

que sufre el desplazamiento mayor es la punta, esto debido a que se podría

considerar como una viga empotrada con una carga distribuida.

RESULTADOS S1 CON COMBUSTIBLE

σCEDENCIA

0.5706E+08 kg/m2

El esfuerzo principal S1 máximo deberá ser menor que el esfuerzo de cedencia a la tensión

Partiendo del hecho de que los materiales fallan en condiciones frágiles o dúctiles, se analiza inicialmente las posibilidades de una falla del primer tipo.

RESULTADOS S3 CON COMBUSTIBLE

σCEDENCIA

0.5706E+08 kg/m2

El esfuerzo principal mínimo S3 debe ser menor (en valor absoluto) que el esfuerzo de compresión a la cedencia

RESULTADOS VON MISES CON COMBUSTIBLE

σCEDENCIA

.5706E+08 kg/m2

Se evalúa la posibilidad de una falla de tipo dúctil, para esto tomaremos en cuenta la teoría de falla de Von Mises, que también se le conoce como teoría de máximo trabajo de distorsión.

RESULTADOS OBTENIDOS

•Sin combustible

• Desplazamientos• Esfuerzos principales• Esfuerzos por Von Mises

DEFORMACION SIN COMBUSTIBLE

El incremento en deformación es de suponerse puesto que no actúa el peso del combustible que ayuda a disminuir la flexión en el ala impuesta por el levantamiento

VISTA INFERIOR

VISTA LATERAL

VISTA FRONTAL

1.019 m

-0.028 m

0.0256 m

RESULTADOS S1 SIN COMBUSTIBLE

σCEDENCIA

0.5706E+08 kg/m2

RESULTADOS S1 SIN COMBUSTIBLE

σCEDENCIA

.493E+08 kg/m2

RESULTADOS S3 SIN COMBUSTIBLE

σCEDENCIA

0.5706E+08 kg/m2

RESULTADOS S3 SIN COMBUSTIBLE

σCEDENCIA

.493E+08 kg/m2

RESULTADOS S3 SIN COMBUSTIBLE

σCEDENCIA

0.5706E+08 kg/m2

RESULTADOS VON MISES SIN COMBUSTIBLE

σCEDENCIA

.5706E+08 kg/m2

RESULTADOS VON MISES SIN COMBUSTIBLE

σCEDENCIA

.5706E+08 kg/m2

σCEDENCIA

.493E+08 kg/m2

RESULTADOS VON MISES SIN COMBUSTIBLE

EVALUACIÓN DE RESULTADOS

MÉTODO DE ELEMENTO FINITO- SEMIALA SIN COMBUSTIBLE- DESPLAZAMIENTOS

MÉTODO ENERGÉTICO- SEMIALA SIN COMBUSTIBLE- DESPLAZAMIENTOS

Comparación de resultados entre el método energético y el método de elementos finitos

Se llevo a cabo el análisis de deflexión de la estructura por medio de el “Método de cargas unitarias ficticias” o “Método de cargas virtuales”. Este consiste en la obtención de los desplazamientos que sufre una estructura en los puntos donde se encuentra sometida a fuerzas externas, para esto emplearon métodos matriciales.

Dos matrices fueron obtenidas una donde se encuentren las fuerzas internas generadas por las fuerzas externas “unitarias” y otra donde se agrupan los “coeficientes de flexibilidad” de los elementos de la estructura.

CONCLUSIONES

• De los análisis realizados, el que muestra condiciones más desfavorables es el caso cuando la aeronave vuela con tanques de combustible vacíos. Esto es debido a que la rigidez estructural es menor, ya que la carga de sustentación no es contrarrestada con el peso del líquido.

• Las zonas críticas en donde se presentan los esfuerzos máximos son en la costilla 4, y en general en el larguero delantero.

• De la comparación de las evaluaciones con los métodos energéticos utilizados en la validación de los resultados en ANSYS 12.0 que utiliza el MEF, se concluye que existe convergencia. Sin embargo, los resultados del MEF tienen una mayor ventaja por la capacidad de mostrar los campos de esfuerzos que se presentan en una sección dada considerando la geometría compleja de la estructura.