PIF DiseñoEstructural

Análisis Estructural de una Aeronave Kadet Senior propiedad de la Universidad SanBuenaventura Universidad de San Buenaventura, sede Bogotá Ing. Msc. Fabio Merchán Jaime Duque Pérez Sebastián Ocampo Jaramillo Santiago Andrés Murcia Barriga Sebastián Arenas Novoa Ingeniería Aeronáutica Noviembre de 2014 Bogotá, D.C Tabla de Contenido INTRODUCCION............................................................................................................................................. 5 1. DESCRIPCION DEL PROBLEMA .............................................................................................................. 5 1.1. Antecedentes .................................................................................................................................... 5 1.2. Descripción y formulación del problema .......................................................................................... 6 1.3. Justificación ....................................................................................................................................... 7 2. MARCO TEÓRICO Y CONCEPTUAL ......................................................................................................... 7 2.1. Análisis aerodinámico. ...................................................................................................................... 7 2.2. Cargas aerodinámicas ....................................................................................................................... 8 3. OBJETIVOS DE LA INVESTIGACION ........................................................................................................ 8 3.1. Objetivo general................................................................................................................................ 8 3.2. Objetivos Específicos......................................................................................................................... 8 3.3. Limitaciones y alcances ..................................................................................................................... 8 4. METODOLOGIA ................................................................................................................................... 10 5. CRONOGRAMA DE ACTIVIDADES ........................................................................................................ 11 6. DESARROLLO DE INGENIERIA .............................................................................................................. 11 6.1. ANALISIS GEOMETRICO ........................................................................................................................ 11 6.1.1. Estimación de longitud................................................................................................................ 12 6.1.2. Ubicación de áreas y centroides ................................................................................................. 12 6.2. IDEALIZACION ESTRUCTURAL ......................................................................................................... 13 6.2.1. ALA .............................................................................................................................................. 13 6.2.2. FUSELAJE ..................................................................................................................................... 15 6.3. Selección de material ...................................................................................................................... 17 6.4. Estimación de pesos y centro de gravedad..................................................................................... 17 6.5. DIAGRAMA V-n Y DIAGRAMA DE RÁFAGAS .................................................................................... 19 6.5.1. AERONAVE SIN MODIFICACIÓN ESTRUCTURAL. ......................................................................... 20 6.5.2. AERONAVE MODIFICADA. ........................................................................................................... 21 6.6. DETERMINACION DE CARGAS ......................................................................................................... 23 6.6.1. Distribución de Sustentación ...................................................................................................... 23 6.6.1.1. Distribución de sustentación para un ala elíptica ................................................................... 23 6.6.1.2. Distribución de ala trapezoidal ............................................................................................... 24 6.6.1.3. Distribución de Shrenk’s ......................................................................................................... 25 6.6.2. Distribución de carga cortante debido a la sustanciación. ......................................................... 26 6.6.3. Momento flector sobre el ala. .................................................................................................... 27 6.6.4. Distribución de arrastre .............................................................................................................. 28 6.6.4.1. 6.6.5. Distribución de carga cortante y momento flector debido a la resistencia al avance. .......... 31 Cargas En El Tren De Aterrizaje ................................................................................................... 32 6.6.5.1. Altura Requerida ..................................................................................................................... 32 6.6.5.2. Reacciones en los apoyos del tren de aterrizaje ..................................................................... 33 6.6.6. 6.7. Centro de gravedad del avión ..................................................................................................... 34 DETERMINACIÓN DE FLUJOS CORTANTES. ..................................................................................... 35 6.7.1. DETERMINACIÓN DE FLUJOS CORTANTES EN EL ALA ................................................................. 35 6.7.1.1. CONFIGURACIÓN ESTRUCTURAL. ........................................................................................... 35 6.7.1.2. DETERMINACIÓN DE FLUJOS. ................................................................................................. 36 6.7.1.2.1. Calculo del momento de inercia ............................................................................................. 37 6.7.1.2.2. Análisis De Esfuerzos Normales .............................................................................................. 38 6.7.1.2.3. Análisis de esfuerzos cortantes ............................................................................................... 40 6.7.2. DETERMINACION DE FLUJOS CORTANTES EN EL FUSELAJE. ....................................................... 42 6.7.2.1. CONFIGURACIÓN ESTRUCTURAL. ........................................................................................... 42 6.7.2.2. DETERMINACIÓN DE FLUJOS. ................................................................................................. 43 .............3...............................................1..................................1........................................................ 44 6................................... Sección media del taperado ........................................8....2.............. 61 7....................................1.................6..............3........2............................................................................7......................1........................2..2..... DETERMINACION DE FLUJO DE SECCIÓN CERRADA............................ 45 6.............................................................. Ala ........................ 47 6.2..............8....................... 46 6.................................................2..1............................ 51 6...................... Post-Procesamiento ......2.......2.................. Sección sin taperado .... 62 8.........................................................................8.....7.................8......8.................................................... 48 6....2..................7...............................2.......................................... 62 8. FUSELAJE ................................................................3................1....................2................................................................... 61 7........ ANÁLISIS COMPUTACIONAL ..........1........................................ DETERMINACION DE FLUJO DE SECCIÓN ABIERTA..................................... 10..........................8.............7..........8........................ Solucionador ..................................................2.. 46 6............ ...1... 62 9..........2.....7. 49 6.................................................................................. Sección sin taperado ...... ANÁLISIS DE RESULTADOS .................................................. 57 7.............................2.............................................................1....1.....................2................ 44 6.................................................................1............................................................................. 48 6............................................................ Configuración estructural .......................... SOLUCIONADOR .....2.................................................... 63 Bibliografía ........................ Pre procesamiento ...........................................................................................2.................................2......2...........................2................................8..... 63 .............. Sección media del taperado ..3...................... 47 6...............1. Recomendaciones ............. ALA .................... 48 6..2....1.........................................7...........................................2.......................................2..........1...................2..................7... Aerodinámica ..............................2...................................7................................. Conclusiones .................................................................... Post procesamiento .......................................... 55 6.. 55 6..........2............... Pre procesamiento ........2...................... 44 6........................ Sección final del taperado ......................... ...........................................2....................... Sección final del taperado ...............8...... 57 6............................ Fuselaje ......... 62 8........................2....................2........... especialmente para aeronaves UAV y en menor tamaño para aeromodelos. El diseño estructural de la aeronave inicia con el análisis y la descripción de la estructura actual que posee la aeronave. A continuación se presentan los . A partir de estos proyectos se generaron diversas investigaciones las cuales han sido presentadas como trabajos de grado y trabajos de investigación. X-2. con el cual se realiza un análisis de su estructura actual tipo Truss en aluminio. Esta se compone principalmente por miembros verticales y horizontales que permiten soportar cargas axiales a compresión y a tensión. La Universidad de San Buenaventura estando en la vanguardia de los avances tecnológicos que se presentan a nivel mundial ha realizado en los últimos años el diseño y la producción de aeronaves no tripuladas dando como resultado la serie de aeronaves Navigator. identificando miembros estructurales principales y secundarios. con sus versiones X-1.1 y X-3 que actualmente se encuentra en desarrollo. Esto resultados permiten seleccionar los materiales que se van a usar en la construcción de la nueva estructura garantizando que cumplan con las propiedades mecánicas requeridas. últimamente enfocadas hacia el diseño y análisis estructural. Por otro lado la estructura semi-monocasco combina las propiedades de la estructura tipo truss relacionado con absorción de cargas y rigidez de la estructura de la aeronave. 1. La Aeronave Kadet Senior viene configurada por el fabricante con una estructura tipo truss. Por lo tanto. Antecedentes Las aeronaves no tripuladas se han convertido en uno de los enfoques de la investigación aeronáutica alrededor del mundo y es común encontrar que en la mayoría de entidades investigativas del mundo se estén realizando estudios acerca de este tipo de aeronaves dando como resultado una tendencia de la aviación civil.1.INTRODUCCION El siguiente documento describe el diseño estructural para una Aeronave no Tripulada Kadet Senior. previamente modificada por la Universidad de San Buenaventura. X-2. militar y comercial. El presente documento hace parte del Proyecto de Investigación Formativa de la Universidad de San Buenaventura y solo contempla el diseño estructural de la aeronave. DESCRIPCION DEL PROBLEMA 1. se encuentra es objeto de evaluación y modificación en futuras investigaciones. Posteriormente se realiza un análisis detallado de las cargas que son soportadas por la aeronave en todas las etapas de vuelo y los esfuerzos generados en toda la estructura. junto con los materiales usados para la manufactura de las mimas. con las ventajas de la estructura monocasco que permite tener una forma más redondeada eliminando las esquinas y reduciendo así los concentradores de esfuerzos. . ala central y unión ala – fuselaje para la aeronave Skycruiser X-1. Este proceso lo hicieron al añadirle sistemas eléctricos. En la aviación. 1. cámaras de video.2. contempla toda la metodología de diseño estructural para una aeronave no tripulada. tanto en aeronaves no tripuladas como en aviones comerciales. se decide cambiar la estructura principal de la aeronave transformándola de una estructura de tipo Truss a una estructura monocasco. refuerzos en el wing box y en parte de la piel del ala con materiales compuestos. El objetivo de la investigación era diseñar totalmente la estructura de la aeronave en materiales compuestos y en ella se describe paso a paso la metodología de diseño estructural para una aeronave y presenta algunos de los datos más significativos de la Kadet Senior con la estructura actual puesto que se tomó como un punto de partida óptimo para el presente proyecto. piloto automático. Recientemente en el año 2013 se realizó la última investigación relacionada con la aeronave Kadet Senior donde se contempla el diseño estructural en materiales compuestos (1). En años anteriores. mientras se realizaba el estudio de toda la serie de aeronaves navigator. La aeronave fue rediseñada totalmente cambiando el material de madera a material compuesto y un cambio estructural a semi-monocasco. Esta investigación titulada. Descripción y formulación del problema La Universidad de San Buenaventura adquirió un aeromodelo de referencia Kadet Senior a la cual dos ingenieros del programa de Ingeniería Aeronáutica realizaron modificaciones menores estructurales para convertirlo en un UAV. Los antecedentes mencionados anteriormente son un buen punto de partida debido a que en ellos ya se ha realizado el diseño estructural para un aeronave no tripulada y es posible seguir una metodología de trabajo similar para cumplir los objetivos de la presente investigación.antecedentes relacionados con los estudios estructurales realizados a la aeronave tipo Kadet Senior y otras aeronaves de tamaño similar. se estudió el diseño preliminar del ala y la unión al fuselaje para el avión Navigator X-3. Por tal motivo. el principal objetivo de los ingenieros especializados en estructuras aeronáuticas es la disminución del peso. En el mismo año se realizó otra investigación relacionada con el diseño estructural para un aeromodelo. En esta investigación se establecieron algunos de los parámetros más importantes que se debían tener en cuenta para el diseño y la construcción de la aeronave cumpliendo con la norma australiana para aeronaves no tripuladas y la ASTM (2). sensores. Diseño estructural del fuselaje. Como resultado de esa investigación se obtuvo una estructura para la aeronave en fibra de carbono que cumple con los factores de seguridad establecidos por la normatividad australiana para aeronaves no tripuladas (2). 1. MARCO TEÓRICO Y CONCEPTUAL 2. Análisis aerodinámico. surge la pregunta de investigación: ¿Es viable realizar un rediseño estructural a la Aeronave no Tripulada Kadet Senior? 1. se determina si al aplicar las mismas cargas durante las etapas de vuelo se obtiene una mejora en la resistencia mecánica de la estructura debida al cambio del material de madera a aluminio. y como resultado. es necesario determinar y conocer las fuerzas aerodinámicas sobre la estructura y además. para garantizar la integridad de la estructura de la aeronave cuando se encuentra realizando las diferentes misiones propuestas. mejorar el rendimiento de la aeronave. Justificación La misión de la aeronave es la de realizar fotografía aérea ortogonal con aplicaciones en agricultura de precisión y grabación de video en alta definición con diferentes propósitos como vigilancia.3. . Relación de taperado: Es la relación que existe entre longitudes de la cuerda de raíz y la cuerda de punta del ala. flechamiento y relación de taperado. Al realizar un rediseño estructural sobre la aeronave. El UAV Kadet Senior modificado por los Ingenieros de la Universidad San Buenaventura actualmente posee una estructura tipo truss y se encuentra sin estudios estructurales sobre las modificaciones realizadas al implementarle materiales compuestos y añadirle accesorios para cumplir una misión. Relación de aspecto: Es la relación que existe entre la envergadura sobre el cuadrado de la superficie alar.con el fin de aumentar su resistencia en diferentes situaciones de vuelo. Para entender el comportamiento estructural del ala. Flechamiento: Es un ángulo que esta entre el eje longitudinal del avión y una línea que va desde cuarto de la cuerda del ala en la raíz hasta un cuarto de la cuerda en la punta. es necesario realizar un estudio detallado de las cargas generadas en las diferentes etapas del vuelo y la aplicación de esfuerzos sobre los elementos estructurales principales y secundarios. Por lo anterior.     Configuración alar: Las propiedades más importantes que describen la geometría del ala son la relación de aspecto. donde el peso de la aeronave se incrementó de 2750 g. aumentar la capacidad de carga paga. determinado por el fabricante. Por este motivo. Estos parámetros deben ser previamente definidos antes de involucrarse con análisis de una estructura. a 7000 g que pesa actualmente con todos los sistemas electrónicos en funcionamiento. 2. también es importante tener en cuenta sus propiedades geométricas y la ubicación del ala en el fuselaje (3). marketing y reconocimiento.  2.2. Ubicación del ala: la ubicación del ala se puede dividir en tres tipos diferentes como ala alta, media y baja. Cargas aerodinámicas Las fuerzas más importantes y que se tienen en cuenta cuando una aeronave está en operación son la sustentación, peso empuje y resistencia o arrastre. Estas cuatro fuerzas actúan en pares; la sustentación es opuesta al peso, y el empuje al arrastre (3).     Sustentación: fuerza generada sobre un cuerpo que se desplaza a través de un fluido, de dirección perpendicular a la velocidad del corriente incidente (3). Peso: la aeronave está constituida por varios componentes, porque se puede vivir por secciones, como el peso vacío, el peso del combustible y peso de carga paga. Empuje: El empuje es la fuerza que genera una planta motriz sobre la aeronave para así poder alzar vuelo por medio de un flujo másico de aire que es impulsado hacia la sección trasera de la aeronave. Resistencia al avance: Es la fuerza generada por reacción inversa a la fuerza del empuje generado por el motor, esta fuerza es la que detiene y retrasa el avance de una aeronave (3). 3. OBJETIVOS DE LA INVESTIGACION 3.1. Objetivo general Rediseñar la estructura en aluminio de una Aeronave no Tripulada tipo Kadet Senior propiedad de la Universidad de San Buenaventura. 3.2.      Objetivos Específicos Analizar la configuración estructural actual de la aeronave e identificar sus respectivas características. Identificar y analizar los tipos de cargas y esfuerzos presentes en la aeronave. Comparar los esfuerzos sobre las principales partes estructurales en la aeronave con los establecidos por normatividad aeronáutica. Determinar si el cambio de material que se va a realizar a la aeronave cumple con las propiedades mecánicas a los cuales está sometida y sus factores de seguridad. Validar si es viable o no rediseñar la estructura de la aeronave en base a su misión actual. 3.3. Limitaciones y alcances El presente documento solo contempla el diseño estructural para una aeronave Kadet Senior en aluminio con sus respectivas simulaciones en los programas de simulación computacional propiedad de la Universidad San Buenaventura. Por tal motivo, no se realizara la construcción de la aeronave con la nueva estructura propuesta. Se establecerá la configuración de la nueva estructura en base los planos originales y conservando las restricciones geométricas. Se diseñara la superficie alar como una estructura monocasco disminuyendo el número de costillas del ala y su peso utilizando aluminio como material de manufactura. Además se cambiara el material del fuselaje de madera a aluminio conservando la estructura tipo truss. Adicionalmente se realiza el análisis estructural para el tren de aterrizaje. Se presentara este documento donde se presentan todos los resultados de la investigación realizada así como las conclusiones y los anexos necesarios para el entendimiento total del estudio. 4. METODOLOGIA Este proyecto está regido por el siguiente diagrama de flujo Figura 1. Diagrama de flujo sobre metodología ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN Esta investigación se desenvuelve en un enfoque empírico – analítico. LÍNEA DE INVESTIGACIÓN En la línea institucional de investigación, teniendo en cuenta el proyecto educativo Bonaventuriano y algunas disposiciones generales de la universidad, es tecnologías actuales y sociedad. Para la sub-línea de investigación de la facultad y basados en el enfoque de la investigación se ha concluido que es la instrumentación y control de procesos. En la línea de investigación de la facultad se escoge por el diseño y construcción de aeronaves. . 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Diagnóstico de antecedentes Evaluación de antecedentes Caracterizar la configuración estructural actual de la aeronave Diseño en computadora de la estructura Análisis de cargas y esfuerzos Enmallado de la estructura en CFD Análisis de Resultados Evaluación de regulaciones aeronáuticas Informe Final Tabla 2. DESARROLLO DE INGENIERIA 6. ANALISIS GEOMETRICO En este apartado se optara a determinar las diferentes propiedades geométricas que existen en los elementos o componentes estructurales principales de la aeronave. Entre las restricciones que se desarrollaran están desde estimaciones de peso y longitud hasta estimaciones de área de las costillas.5. Diagrama de Gantt del cronograma. vigas principales y formadores del fuselaje entre otros. el centroide de estos y sus longitudes características para un posterior análisis estructural (4). Teniendo en cuenta.1. CRONOGRAMA DE ACTIVIDADES CRONOGRAMA Diagnostico de antecedentes 08/09/2014 Duración (Semanas) 1 Evualuacion de antecedentes 15/09/2014 1 22/09/2014 Caracterizar la configuracion estructural actual de la aeronave 22/09/2014 2 06/10/2014 Diseño en computadora de la estructura 06/10/2014 2 20/10/2014 Analisis de cargas y esfuerzos 06/10/2014 2 20/10/2014 Enmallado de la estructura en CFD 20/10/2014 1 27/10/2014 Analisis de Resultados 27/10/2014 1 03/11/2014 Evaluacion de regulaciones aeronauticas 03/11/2014 1 10/11/2014 Informe Final 08/09/2014 11 12/11/2014 Actividades Fecha de Inicio Fecha final 15/09/2014 Tabla 1. Cronograma de actividades. 6. se obtuvo las distancias de X y Y que son las distancias donde estarán aplicadas las cargas transversales y momentos flectores que . Figura 2. Distancia entre booms.1. se continuó obteniendo el área total y la superficie transversal de la costilla. Ubicación de áreas y centroides Con la ayuda del medidor de inercia CATIA V5. usando CATIA V5 y dividiendo el perfil alar en las secciones donde están los elementos de rigidez y vigas principales se prosigue a obtener las longitudes de intradós y extradós del perfil (figura 1). Consecuentemente se prosigue a conocer las medidas que hay entre los concentradores de área o booms. debido a que estas son necesarias para encontrar los concentradores de área y posteriormente para un análisis de la estructura. 6. Por lo tanto. 6. para la idealización estructural (Figura 2).1. Extradós e intradós.Para un mejor análisis y entendimiento de las relaciones geométricas que se elaboran a continuación. Estimación de longitud En esta sección se encontraran las longitudes características del área transversal de la costilla y partes principales del fuselaje.2. de las vigas y elementos de rigidez y de algunos formadores del fuselaje. También.1. Figura 3. en el anexo A se encuentran los planos y el CAD de la aeronave Kadet Senior. IDEALIZACION ESTRUCTURAL 6. (1) .1. se propuso la ubicación de los concentradores de área como se ve en la figura 3. Centroide.816 mm 10. sin embargo para obtener estos booms fue necesario aplicar la siguiente ecuación (1): 𝐵= 𝑡∗𝑏 6 (2 + 𝜎2 𝜎1 ) Dónde: t es el espesor.2.puedan estar implícitos en el dicho análisis. 6.149 mm 0. es la relacion que existe entre esfuerzos axiales puntules en los booms. ALA Debido a la posición de las vigas. En la Tabla 3 se muestra la adquisición de los parámetros anteriormente nombrados.012 Tabla 1. 𝜎2 𝜎1 . X Y AREA TOTAL 159. Figura 4.2. Distancia de X barra y Y barra. B es la distancia entre concentradores de área. 4 4.4I DISTANCIAS 0. ya que si se remite a la teoría estos concentradores de área soportaran estos dicho esfuerzos. se procede a conocer la relación de esfuerzos puntuales en cada boom.024382 0. En la sección anterior.000021 Tabla 4.001 m 0. esta relación de esfuerzos depende únicamente de las distancias entre el concentrador de área y el eje neutral. con el fin de poder aplicar la ecuación correspondiente. 1.205659 0. como se muestra en la siguiente tabla.186824 0. Distancia entre booms Como se puede evidenciar es necesario tener en cuenta un área inicial de los elementos de rigidez y los espesores característicos de la piel y la viga.003 m 0.00003 0.197045 0.003 m viga 1 viga 2 0.3 3.1 2.044414 m m m m m m Tabla 5. por lo tanto al restar la distancia del boom con la eje neutro correspondiente se obtiene los siguientes datos (Tabla 6): .3I 1. Ya conociendo el eje neutro del perfil como se observó en la sección anterior.Figura 5. Sin embargo. se tuvo en cuenta y se analizó las características geométricas de la costilla obteniendo las distancias entre concentradores de área (Tabla 5). Distancias entre concentradores de área. ESPESORES piel alma viga principal alma viga secundaria AREAS INICIALES 0.2 2. Distancias y áreas iniciales.187596 0. FUSELAJE El fuselaje de la aeronave Kadet posee un cambio en su sección transversal a lo largo de su eje longitudinal.889683046 2.4 4.667320199 Tabla 6. Del mismo modo que se realizó la idealización estructural de la geometría del ala (4).000186351 0. generando así un taperado sobre la estructura lo cual no ocurre en el ala.3 0.1 2. se hace uso de la ecuación 1 para hallar el área de cada concentrador. esta relación de esfuerzos depende de las distancias entre el concentrador de área y el eje neutral.1 4.SIGMAS 1.000162654 Tabla 7.338352354 -0. al igual que la idealización del ala. Usando la ecuación correspondiente (Ecuación 1).2. Relación de esfuerzos puntuales en los concentradores de área.498530992 -1. por tanto se propone realizar la idealización estructural teniendo en cuenta la sección transversal que esté sometida a un mayor momento produciendo mayores cargas puntuales sobre cada concentrador de esfuerzo y por tanto.2 1. se remite a conocer las diferentes áreas alrededor del perfil (Tabla 7).000169116 0. 1 2 3 4 CONCENTRADORES DE AREA 0.25424379 -1. Concentradores de área. 6. Al conocer el eje neutro.443607743 -0. (Tabla 8 y 9): .4 2.2.000183808 0.2 3. obteniendo así las distancias entre áreas y relación de sigmas. asegurando que el resto de las secciones transversales del fuselaje no se verán afectadas por los momentos sobre los mismos. teniendo en cuenta el espesor de las secciones y las distancias entre concentradores y respecto al eje neutro de la sección.121849943 0. con el fin de conocer como la estructura se verá afectada debido al momento flector ejercido por la carga de sustentación. se procede a la relación de esfuerzos puntuales en cada concentrador.3 3.747187388 1. cabe recordar que la sección transversal de la Kadet es de forma rectangular por tanto el eje neutro se halla a la mitad de la altura. dando como resultado: Boom 1 2 3 4 área ( 584.2 584. Figura 6. Distancias entre concentradores de área. SIGMAS 1a4 1a2 2a1 2a3 3a2 3a4 4a3 4a1 -1 1 1 -1 -1 1 1 -1 Tabla 9.Distancias 1_4 1_2 2_3 3_4 192 120 192 120 Tabla 8. Distancias entre concentradores de área.2 584. para determinar las áreas y así más adelante calcular los flujos cortantes. Sección transversal fuselaje .2 2 ) Tabla 10.2 584. Relación de esfuerzos puntuales en los concentradores de área Al plantear las distancias y relación de sigmas se es posible aplicar la ecuación de idealización estructural. mientras que la madera por ser un material orto trópico posee mayor o menor resistencia dependiendo de la dirección de las fibras. Selección de material Bajo los lineamientos del proyecto institucional formativo se plantea el cambio en el diseño estructural de la aeronave.4. o pudiera ser un aluminio de la serie 7 de preferencia el 7075 ya que ambas aleaciones son las más usadas gracias a sus propiedades mecánicas como resistencia a la corrosión. facilidad de maquinado y su alto módulo de elasticidad. Estimación de pesos y centro de gravedad A continuación se hace una estimación de los pesos que soporta la aeronave y una suma de estos. y esto influye en un cambio del material base de la aeronave a uno metálico.3. Fuselaje 8000 g Servos 220 g Alas 4000g Carena 50 g Receptor 22 g servo 44 g sistema piloto automático 100 g Equipo adicional 140 g Transmisor de video 190 g Estructura Equipos . siendo aluminio puro. 6. Los materiales metálicos a diferencia de los materiales en base de madera. para encontrar el máximo peso de despegue (Tabla 11). A partir de los usos de los materiales metálicos en el uso aeronáutico se determinó que el material a usar debía ser uno de la serie 1 de aleación. son isotrópicos lo que significa que posee las mismas propiedades físicas a lo largo de todo su material.6. el cual posea las propiedades óptimas para el diseño. MOMENTO 15180 78000 54000 21560 21560 58754.Centro de gravedad en milímetros del eje longitudinal de la aeronave.52 . DESIGNACION RC BTRX BTSRV SRV1 SRV2 SRV3 SRV4 SRV5 A/P AEQ TRV SDC BTSDC BTM CTV CAM1 CAM2 LTR SUMATORIA CG EJE LONGITUDINAL PIEZA PESO (G) DISTANCIA DESDE EL DATUM (mm) receptor 22 690 bateria rx 130 600 bateria servos 300 180 servo1 44 490 servo2 44 490 servo3 44 1335.33 servo 4 44 1250 servo 5 44 150 sistema de piloto automatico 100 430 equipo adicional 140 650 transmisor de video 190 700 sistema de comunicación 140 550 bateria del sistema de comunicación 300 218 bateria del motor 750 218 controlador de velocidad 60 430 camara 1 150 342 camara 2 150 412 Lastre 160 1200 2812 431. Estimación de pesos Debido a que se propuso un cambio de estructura en el ala y un cambio de material. sin embargo por medio del software CATIA V5 se obtuvieron los centros de gravedad del ala y el fuselaje ya con su cambios especificos.8828307 Tabla 12.Cámaras 300 g baterías 2530 g sistema de comunicación 140 g controlador de velocidad 60 g PESO APROXIMADO 15820g Tabla 11. Es importante aclarar que el eje de referencia o datum para hacer los siguientes calculos es la nariz del avion. con el fin de realizar el peso y balance correspodiente teniendo en cuenta todos los equipos secundarios que han sido implementados en la universidad de san buenaventura. las distancias y los momentos que generan todos los elementos que contiene el avion en el eje vertical y el eje longitudinal.52 55000 6600 43000 91000 133000 77000 65400 163500 25800 51300 61800 192000 1214454. En la siguientes tablas se muestra los pesos. es necesario encontrar el centro de gravedad total del avion. A partir de estos valores se es posible hacer uso de la ecuación de sustentación para determinar las velocidades de vuelo de la aeronave en un coeficiente de sustentación máxima. DIAGRAMA V-n Y DIAGRAMA DE RÁFAGAS El diagrama V-n y de ráfagas representan un esquema sobre limitación aerodinámicas y estructurales de la aeronave evitando así fallos en la integridad de la misma.2505192 MOMENTO 1948. dando así un valor máximo de maniobra de 3.5.2 25452 4821 16195.55 bateria rx 130 72.68 camara 2 150 32.26 para un coeficiente positivo.61 sistema de piloto automatico 100 119.96 4083.09 servo2 44 223.5 cuando se tome en cuenta el coeficiente de sustentación mínimo. 𝐿= 1 𝜌𝑉 𝑆𝐶𝐿 2 Despejando de la ecuación anterior la velocidad.2 2138.26 servo1 44 223.Centro de gravedad en milímetros del eje vertical de la aeronave.6 27510.DESIGNACION RC BTRX BTSRV SRV1 SRV2 SRV3 SRV4 SRV5 A/P AEQ TRV SDC BTSDC BTM CTV CAM1 CAM2 LTR SUMATORIA CG EJE VERTICAL PIEZA PESO (G) DISTANCIA DESDE EL DATUM (mm) receptor 22 88. con el fin de que la aeronave pueda realizar un vuelo seguro se tienen en cuenta los factores de carga máximos dados por regulación australiana (5)(6).96 9815.98 controlador de velocidad 60 46.8 servo 5 44 48.8 servo 4 44 92. y relacionando la sustentación al peso de la aeronave y al factor de carga da como resultado la ecuación necesaria para graficar la primera parte del diagrama V-n 2𝑊𝑛 𝑉=√ 𝜌𝑆𝐶𝐿 .2 4083.1 9392.25 bateria servos 300 54.6 de coeficiente de sustentación negativo.79 sistema de comunicación 140 139. 6.16 bateria del motor 750 98.19 bateria del sistema de comunicación 300 128.14 Lastre 160 101.17 camara 1 150 169.46 Tabla 13.6 38448 74235 2770.24 transmisor de video 190 144. y un valor de -0.1 19486.8 con un coeficiente de sustentación máximo y factor de carga no menor a -1.09 servo3 44 92.33 equipo adicional 140 85.84 11933 11933.2 290340.22 2812 103.5 16278 9815. Estos valores de coeficientes de sustentación fueron adquiridos por estudios anteriores sobre esta misma aeronave dando valores 1. La aeronave Kadet sin alguna modificación estructural tiene una velocidad de pérdida de 10. 𝐾𝑔 = 0. 5 4 Factor de carga n 3 O-A 2 O-H A-D 1 H-F D-VD 0 0 5 10 15 20 -1 -2 Velocidad (m/s) Figura 7.1. Ese nuevo factor de carga está determinado por: 𝑛 = 1+ 𝑘𝑔 𝑈 𝑉 𝐶𝑙𝑎 𝜌𝑆 2𝑊 Siendo U el valor de la ráfaga.22 m/s.88л𝑔 5. estos valores se pueden hallar en los anexos sobre los diagramas V-n de la aeronave. 88 m/s y una velocidad de crucero de 21. Diagrama V-n Kadet original 25 30 35 .El resto del diagrama V-n se calcula bajo el mismo factor de carga máximo desde un valor de la velocidad de crucero hasta la velocidad de picada de la aeronave que según las bibliografías indican que es de un valor 1. y con base a este nuevo factor de carga obtenido se puede rediseñar la aeronave para que los diferentes valores de las velocidades de ráfagas no afecten la estructura de la aeronave produciendo fallos. Por otra parte un factor muy importante es la que involucra el diagrama de ráfaga que produce una variación en el factor de carga que debe soportar la aeronave. V es la velocidad de picada de la aeronave y Kg es el factor de alivio de la ráfaga el cual depende de la relación de masas de la aeronave.3 + л𝑔 л𝑔 = 2 𝜌𝐶𝑎 𝑆 6. AERONAVE SIN MODIFICACIÓN ESTRUCTURAL.5.5 veces mayor al de la velocidad de crucero de la aeronave. una velocidad de 32. analizando las magnitudes de las velocidades esta velocidad de ráfaga es incluso mayor a la velocidad de crucero de la aeronave. En la aeronave modificada.53 m/s para la velocidad de perdida de la aeronave.25 m/s.5.10 8 6 Factor de carga n 4 2 0 0 5 10 15 20 25 30 -2 -4 -6 -8 -10 Velocidad (m/s) Figura 8.36 m/s. 6. Diagrama V-n y de ráfaga Kadet original Se puede observar el aumento del factor de carga al cual puede estar sometida la aeronave. las velocidades de perdida. ya que para que la aeronave pueda alzar vuelo el valor de la fuerza de sustentación debe ser superior al peso máximo de la aeronave con todos los implementos de la carga paga por tanto se determina de la misma manera que en la sección anterior. 35 . AERONAVE MODIFICADA.24 m/s de crucero y una velocidad de picada de 48.2. un valor de factor de seguridad de 9 para una ráfaga de 25. crucero y de picada que debe llevar la aeronave para graficar el diagrama V-n. realizando el cambio estructural y cambiando el material a una aleación de aluminio se obtiene un valor de peso distinto al de la aeronave convencional y por tanto la sustentación debe aumentar. dando como resultados 16. por tal motivo es razonable encontrar un factor de carga tan elevado. Diagrama V-n Kadet modificada 8 6 4 Factor de Carga Factor de Carga 3 2 0 0 10 20 30 -2 -4 -6 -8 Velocidad m/s Figura 10.5 4 O-A A-D O-H 2 D-VD H-F F-VD 1 0 0 10 20 30 40 50 40 50 60 -1 -2 Velocidad m/s Figura 9. Diagrama V-n y de ráfaga Kadet modificada 60 . Teniendo en cuenta que esta distribución varia respecto a la forma del ala. Distribución de sustentación para un ala elíptica La siguiente ecuación (2) se utiliza para obtener la distribución elíptica: 4𝐿 𝐿(𝑦) = 𝑏𝜋 √1 − (2𝑦⁄𝑏) (2) Dónde: L.Se puede observar una disminución en el factor de carga máximo de ráfaga dependiendo de las velocidades de operación de la aeronave con un valor máximo de 6. y también sabiendo que para un vuelo recto y nivelado la sustentación es igual al factor de carga multiplicado por el peso. 6. la distancia desde la raíz hasta la punta del ala. es sustentación.6. . Distribución de Sustentación Debido a esta fuerza aerodinámica los componentes estructurales están expuestos diferentes esfuerzos. envergadura. ya que la media envergadura consta de diez costillas. B. DETERMINACION DE CARGAS Para conocer los esfuerzos y flujos cortantes sobre la estructura cuando la aeronave está en operación. y luego hacer un promedio de estos. Es importante aclarar. por lo tanto el siguiente proceso se realizara para establecer las diferentes distribuciones de sustentación y resistencia. que la distancia desde la raíz hasta la punta del ala se dividió en 10 partes iguales. Como es necesario determinar la distribución de la sustentación en función de la envergadura para conocer sus efectos en la estructura.6. ya que esta es la principal carga que afecta la integridad estructural de la aeronave (7).6. tomándolo así como un factor de seguridad para la estructura de la aeronave 6.21 valores que será tomado para la determinación de las distribuciones de cargas. 6. la expresión inicial se simplifica de la siguiente manera: . se propone a usar el método de Shrenk’s (7).1.1. y.1. Que consta de obtener una distribución de sustentación para un ala elíptica y trapezoidal. de analítica y también posteriormente simulada en un software CFD. es necesario tener en cuenta las cargas que son ejercidas a lo largo de la envergadura. 3979091 597.2387454 261. Sustentación elíptica.102138 0.51069 0. Pero como el ala a analizar se caracteriza por ser recta.02138 L(Y) elíptica (N/m) 600.919242 1 1. Distribución de ala trapezoidal Para hallar la distribución trapezoidal se prosiguió a usar la siguiente expresión (4): 𝑛𝑊 𝐿(𝑦) = 𝑏(1+𝛾) (1 − (1 − 𝛾) × 2𝑦⁄𝑏) (4) Dónde: 𝛾.1.408552 0.3883768 588.𝐿(𝑦) = 4𝑛𝑊 √1 − (2𝑦⁄𝑏) 𝑏𝜋 Se prosiguió a realizar una tabla donde se muestra la distancia seleccionada.5525178 471.9598416 480.306414 0.2023772 0 Tabla 14.612828 0.7073811 122.102138 0.2737731 519.6.817104 0.408552 L(Y) taperada (N/m) 471.7698696 360.3183272 428.5525178 471. la distribución de sustentación se va a comportar de forma constante. 6. Y (m) 0 0.5525178 471.3005019 572. Como en el caso anterior se seleccionó las mismas distancias entre raíz y punta del ala y se aplicó la ecuación (Tabla 15).306414 0.2.714966 0.5525178 . Es el taper ratio. obteniendo los resultados de la sustentación en función de la distancia (Tabla 14): Y (m) 0 0.7431019 550.204 0.204 0.5525178 471. 1611937 415.5525178 471.1478098 510.51069 0.102138 0.02138 471.8774475 235.612828 0.51069 0.919242 1 1.5525178 471.612828 0.5525178 471.5525178 Tabla 15.919242 1 1.6.408552 0.9265099 522.817104 0.5525178 471. 6.714966 0.204 0.3. se tiene que la distribución de sustentación para el ala recta se comporta de la siguiente manera (Figura 11). Y (m) 0 0.1.9354225 450.5525178 471.9131454 495.5525178 471.8956316 366.817104 0.306414 0. al aplicar el promedio entre las dos distribuciones de sustentación (Tabla 16). Distribución de Shrenk’s .7762589 Tabla 16. Distribución de Shrenk’s Conociendo las dos distribuciones de sustentación.7561797 475.02138 L(Y) Shrenk’s (N/m) 535.0. Sustentación ala trapezoidal.4704473 529.714966 0.9752134 534. se propone aplicar el método de Shrenk’s el cual es un promedio de ambas distribuciones de sustanciación por medio de la siguiente ecuación (7): 1 𝐿(𝑦) = [𝐿𝐸 (𝑦) + 𝐿𝑇 (𝑦)] (5) Teniendo en cuenta las mismas distancias.6299495 296. Distribución de sustentación. se mantuvieron las divisiones sobre el ala.8171553 -192.204 0. tal y como es el caso de la Kadet.4 L(Y) eliptica 0.51069 0.714966 0.2 L(Y) Shrenk’s Figura 11.4902932 -96.8 1 1.9805864 -240. Al igual que en las distribuciones de cargas.4708795 -385. .437597 -337.102138 0.6. 𝑥 1 𝑉 =𝑊∗𝑛∗( − ) 𝑏 Y (m) 0 0.08179283 0 Tabla 17.817104 0. 6. Distribución de carga cortante debido a la sustanciación.32686212 -48.Distribucion de lift 700 600 500 400 300 200 100 0 0 0.16343106 -10.919242 1 1. Con el fin de determinar la carga cortante sobre el ala debido a la fuerza de sustentación.6343106 -433.6 L(Y) taperada 0.02138 V (N) -481.1440174 -288.6537242 -144. se hace el uso de la siguiente ecuación que es indicada para las aeronaves que poseen una relación de taperado de 1. los valores se pueden observar en la tabla 17. Distribución de cargas cortantes debido a la sustentación.612828 0.306414 0.2 0.408552 0.2. 1369243 9. se tiene la ecuación (12) necesaria para determinar el momento flector debido a esta carga.965826 199.6.Carga Cortante (N) 0 0 0. Con la solución de la ecuación se obtiene la tabla 18 para poder graficar la distribución (figura 13).714966 0.2 -100 Carga Cortante -200 -300 -400 -500 -600 Media Envergadura Figura 12.4 0. Momento flector sobre el ala.83863304 2.306414 0. (12) .45965826 0.919242 1 1.408552 0.5476974 61.817104 0.3545322 22.524492 120.02138 𝑥2 𝑏 + ) 8 M(N*m) 245. Distribución de cargas cortantes debido a la sustentación.3.4914565 39.204 0.6 0.51069 0. 𝑀 =𝑊∗𝑛∗( 𝑥2 𝑏 − Y (m) 0 0.232319 157.612828 0.10777437 0 Tabla 18. Del mismo modo como se determinó la distribución de cargas cortantes.2 0.523255 88. Momento flector debido a la sustentación.102138 0.8 1 1. 6. 𝐾= 1 𝜋 𝐴𝑅 𝑒 (7) .Momento Flector (N*m) 300 Momento flector 250 200 150 100 50 0 0 0. existe otra fuerza conocida como la resistencia. se debe conocer la distribución de la resistencia en función de la envergadura. Momento flector debido a la sustentación. Distribución de arrastre Del mismo modo que la sustentación genera una carga sobre la estructura. 𝐷= 1 𝜌𝑉 𝑆𝐶𝑑 2 Al igual que es necesario determinar la distribución de la sustentación en función de la envergadura. pero para ello se deben determinar los coeficientes de resistencia parásitos e inducidos. mientras que el inducido depende directamente del coeficiente de sustanciación y por tanto de la misma distribución de sustentación. 6.6 0. el parasito es dependiente de la relación entre área húmeda y superficie alar de la aeronave.2 0. este valor K se halla por medio de la siguiente ecuación (7). dependiente de la relación de aspecto y la eficiencia del ala. que es la encargada de frenar la aeronave por medio de una fuerza ejercida en sentido contrario al de la dirección de la aeronave (7).8 1 1.6.4. 𝐶𝑑 = 𝐶𝑑𝑜 + 𝐶𝑑𝑖 (6) El coeficiente de resistencia inducida depende del coeficiente de sustentación y un factor K que es propio de cada aeronave.4 -50 0.2 Media envergadura Figura 13. hallada por medio de herramientas de CAD el cual da un valor de 1. Dando así un valor aproximado de eficiencia de 0.La eficiencia del ala se determinó con la gráfica de una variable delta dependiente de la relación de aspecto (5.4) y la relación de taperado (1). En el caso del coeficiente de resistencia parasita se hace el cálculo a partir de ecuaciones encontradas en la bibliografía las cuales vinculan un valor de un numero de Reynolds para determinar un coeficiente de fricción el cual se multiplica con la relación de superficies de la aeronave. 𝑒= 1 1+𝛿 Figura 14.056∗𝑅𝑒) (8) (9) . 𝐶𝑑𝑜 = 𝐶𝑓 = 𝑆𝑤𝑒𝑡 𝑆 ∗ 𝐶𝑓 0. del área húmeda. y la superficie alar de la aeronave con un valor de 0. Diagrama de eficiencia del ala. la ecuación y la gráfica de delta se muestran a continuación.4 ln2 (0.93.7348 .9. 𝑅𝑒 = 𝜌𝑉𝑐 𝜇 (10) Tomando las condiciones de la ciudad de Bogotá para determinar la densidad y la viscosidad.714.Y el número de Reynolds se relaciona con la cuerda media. Distribución de fuerza cortante debido a la resistencia al avance .005372. Con base a este valor se puede aproximar a un valor de 421. así como también se tomó un valor de la velocidad hallado mediante el diagrama V-n.000 Re y se determina el coeficiente de fricción con un respectivo valor de 0. 𝐶𝐿 = 2𝐿 𝜌𝑆𝑉 𝑆𝑤𝑒𝑡 1 ∗ 𝐶𝑓 ) + ( 𝐶2 ) 𝑆 𝜋 𝐴𝑅 𝑒 𝐿 𝐶𝑑 = ( 𝐷= 1 𝑆𝑤𝑒𝑡 1 2𝐿 𝜌𝑉 𝑆 ( ∗ 𝐶𝑓 ) + ( ( ) ) 2 𝑆 𝜋 𝐴𝑅 𝑒 𝜌𝑆𝑉 Figura 15. Con los coeficientes de resistencia determinados se puede establecer la ecuación en relación a la sustentación de la aeronave. densidad y la viscosidad dinámica del aire.285. la velocidad. se tiene un valor de Reynolds de 420. 4 0.2 0.6.4 0. Momento Flector (N*m) 120 Momento Flector 100 80 60 40 20 0 0 -20 0. De la misma manera que se obtuvieron las distribuciones de cortantes y flectores de la carga distribuida de la sustentación. Distribución de carga cortante y momento flector debido a la resistencia al avance.6. en las ecuaciones 11 y 12.6 0.2 0. es posible determinar las cargas debido a la distribución de resistencia remplazando el peso por el valor del arrastre obtenido anteriormente.6 0.1.8 1 1.8 1 1.2 Carga Cortante -50 -100 -150 -200 -250 Media Envergadura Figura 16.2 Media envergadura Figura 17. Distribución de momento flector debido a la resistencia al avance. Distribución De Fuerza Cortante (N) 0 0 0. En la figura 16 se puede observar las distribuciones de cortante y en la figura 8 la distribución de momento flector. . Distribución de fuerza cortante debido a la resistencia al avance.4. . 𝑎 la distancia del tren de aterrizaje y ℎ la distancia entre el suelo y el fuselaje. Para satisfacer una altura adecuada. 6. el tren de aterrizaje debe proporcionar equilibrio y satisfacer las cargas a las que está expuesta la aeronave durante el rodaje o en operación. (6) Para el caso de esta aeronave. se seleccionan los requerimientos bajo la regulación FAR 23 sección 23. Figura 18. porque si esto ocurre lo más seguro es que el fuselaje entre en contacto con el suelo durante el despegue y seguramente ocurra un daño estructural.1. produces una carga cortante y momento flector mayor en la raíz.6.5. .5. que se refiere a la rotación máxima de la aeronave. se decide calcular un ángulo límite. Cargas En El Tren De Aterrizaje 6. teniendo en cuenta que esta altura está ligada a que las palas del motor no se expongan a fallas o daños estructurales debido a un posible contacto con la superficie de pista. sin embargo en este caso la relación de taperado es igual a uno. lo que ayuda a simplificar el análisis. Distancias originales del tren de aterrizaje de la Kadet Senior. tal como sucede con las distribuciones de sustentación estas distribuciones debidas a la carga del arrastre.6. que la variación de las distribuciones previamente calculadas despende de la variación de la relación de taperado. Por otro lado. debe brindar ciertas características de seguridad para satisfacer la operación óptima de la misma. Altura Requerida Esta altura entre el suelo y la estructura de la aeronave. Para conocer el ángulo de incidencia se procede a usar la siguiente ecuación: ℎ ∅ = 𝑡𝑎𝑛−1 𝑎 (19) Donde: ∅ Es el ángulo de incidencia.925 (6) que especifica que esta altura del tren de aterrizaje no debe ser menos de 7 cm para aviones con tren en la nariz. cuando el avión este en despegue o en aterrizaje.Es importante establecer. Para cumplir este requisito. Este ángulo establecido debe ser menor o igual al ángulo de incidencia. dando una altura total del 170. Reacciones en los apoyos del tren de aterrizaje En base a lo anterior.98) Se porcede a calcular la altura total del tren. usando la ecuacion 19 el angulo de incidencia sera: ∅ = 𝑡𝑎𝑛−1 140. 6. se propone una distancia de rotacion de 30 cm ya que este es el espacio minimo entre el fuselaje y el suelo durante el despegue de la aeronave. 𝐻 = 140. y se ubican las fuerzas o reacciones en las llantas del tren de aterrizaje.27 + 30 = 170.5. se aplica el peso de despegue en el centro de gravedad.2. lo que trae como consecuencia una carga en el eje y por cada llanta (Figura 19). Figura19. Reacciones en los apoyos. teniendo en cuenta que el movimiento de estos apoyos estan restringidos en el eje x.Donde: h=140.56 mm.98° 1000 Ya obtenido el angulo de incidencia.27 = 7.56 cos(7.6. que sera el resultado de la suma de la distancia de rotacion con la altura original del tren de aterrizaje.27 mm a=1000 mm por lo tanto. . 1942(330) = = 128.1942 N. En la siguientes tablas se muestra los pesos. d2 es 330 mm y Wt es el peso de despegué que es de 155. Se concluye que el modelo matemático queda de la siguiente forma: 𝐹2 = 𝑊𝑡(𝑑2) 155. es necesario encontrar el centro de gravedad total del avion. se proponen tres ecuaciones de equilibrio para conocer las fuerzas que se ejercen en el tren cuando está en contacto con el suelo. con el fin de realizar el peso y balance correspodiente teniendo en cuenta todos los equipos secundarios que han sido implementados en la universidad de san buenaventura. Al despejar F2 de la ecuación de momentos igualados a cero. las distancias y los momentos que generan todos los elementos que contiene el avion en el eje vertical y el eje longitudinal. remplazando en la ecuación 21.6. Es importante aclarar que el eje de referencia o datum para hacer los siguientes calculos es la nariz del avion. sin embargo por medio del software CATIA V5 se obtuvieron los centros de gravedad del ala y el fuselaje ya con su cambios especificos.035 𝑁 𝑑1 400 Ya obtenido F2 se procede a calcular F1. teniendo como referencia que en el sentido de las manecillas del reloj el momento es negativo y opuesto al mismo sentido es positivo. Centro de gravedad del avión Debido a que se propuso un cambio de estructura en el ala y un cambio de material.158 N. 6. obteniendo que F1 sea igual a 27.Luego de establecer las principales cargas a las que se expone la aeronave cuando esta estática. todo esto considerando que las fuerzas están siendo aplicadas con referencia al eje y. .6. ∑ 𝐹𝑋 = 0 (20) ∑ 𝐹𝑌 = 𝐹1 + 𝐹2 − 𝑊𝑡 = 0 (21) ∑ 𝑀1 = 𝐹2(𝑑1) − 𝑊𝑡(𝑑2) = 0 (22) Donde d1 es 400 mm. o el peso de la aeronave en la sección transversal del fuselaje. Configuración estructural del ala. tres formadores o costillas y la piel que se considera como un componente estructural que soporta las cargas cortantes durante la operación de la aeronave (8). Por otro lado. Por lo tanto.7. DETERMINACIÓN DE FLUJOS CORTANTES EN EL ALA 6.7. y así poder ver como es la variación de esfuerzos en las secciones de la aeronave con el fin de determinar los elementos que puedan llegar a fallar debido a un gran esfuerzo (8)(9). DETERMINACIÓN DE FLUJOS CORTANTES. la cual se establece como un tercio de la longitud asociada. es indispensable determinar la longitud de los gaps. . CONFIGURACIÓN ESTRUCTURAL. 6.7. es importante considerar que todas las cargas van a ser direccionadas para los elementos de rigidez y la piel del ala (10). la posición de la viga principal está determinada por el mayor espesor del perfil. Aunque las costillas o formadores del ala solo tienen la función de darle rigidez y forma a la misma en esta configuración previamente establecida. es necesario considerar la configuración estructural. Esta disposición propuesta pretende que los gaps de las vigas logren soportar todas las cargas o esfuerzos directos debidos a la flexión generada por las fuerzas aerodinámicas. En el análisis estructural de la aeronave es necesario tener en cuenta el flujo cortante de las diferentes secciones transversales para determinar el esfuerzo cortante generado por una carga cortante que se aplica como la estructura como lo puede ser la fuerza de sustentación en el ala.1.1. Para empezar a establecer los correspondientes flujos cortantes en la sección trasversal del ala. En la figura 20 se puede observar la configuración estructural del ala que se propuso para el siguiente análisis. también se pretende que la piel y el alma de tanto la viga principal como la viga secundaria soporten todas las cargas cortantes en el sistema. que costa de dos vigas en C a lo largo de toda la envergadura del ala.1. en este caso el 25 por ciento de la cuerda y para la viga secundaria seta en un 65 y 75 por ciento de la cuerda del perfil. Figura 20.6. Puntos de análisis del ala. Cap superior viga S. . Teniendo en cuenta las condiciones más críticas de vuelo a la que puede estar expuesta la aeronave. Cap inferior viga S. con el fin de conocer los flujos cortantes. Borde de ataque.1. A continuación se muestran las características geométricas de la costilla de raíz (tabla 13). Figura 21. esfuerzos directos en cada concentrador y demás cargas. Borde de fuga. con el fin de identificar el comportamiento de la estructura cuando esta está expuesta a las cargas aerodinámicas (9). Alma viga principal Alma viga secundaria Tabla 19. se plantea a continuación seis puntos de vital importancia en el área trasversal del ala para analizar e identificar cómo se comporta la estructura cuando está expuesta a estas cargas (Figura 21 y Tabla19). Sección media. se procede a calcular las propiedades geométricas. DETERMINACIÓN DE FLUJOS. Cap inferior viga P. que esta configuración estructural fue previamente idealizada obteniendo de esto. Ya estableciendo una configuración estructural del ala se procede a plantear un método para la determinación de esfuerzos a lo largo del ala.2. 1 2 3 4 5 6 7 8 9 COMPONENTES Cap superior viga P.7. Teniendo en cuenta.6. debido a que va a ser la costilla que soportará la carga máxima debida a la sustentación y al arrastre como se vio anteriormente. Puntos escogidos para ser analizados mediante el análisis de flujos cortantes. cuatro concentradores de área. 064657 Tabla 21. Características geométricas de la costilla de raíz.010427 3 0. Calculo del momento de inercia Como en las secciones anteriores se obtuvieron las áreas correspondientes que van a soportar los esfuerzos directos (Tabla 21) (8).1. Características geométricas de la costilla de raíz.1. se procede a obtener las distancias características de cada boom hacia el eje neutro. en la Tabla 14 se pueden apreciar las distancias obtenidas gracias al software CATIA V5. existirán dos ejes neutros.7. A continuación.064657 0.003 [m] [m] [m] [m] [m] [m] Tabla 20.Figura 22. SECCION distancia del borde de ataque hasta viga 1 distancia entre viga 1 y viga 2 distancia entre viga 2 hasta borde de fuga viga1 viga 2 espesor de la piel area celda 1 area celda 2 area celda 3 a b c d e _ 1 2 3 COTA 0. .187698 0.006 0.095043 0.097042 0. teniendo en cuenta que como se están aplicando dos momentos flectores en el sistema. uno en el eje x y uno en el eje y.001 0.001 0.046345 0.122924 0.023505 2 0. Distancias dadas en metros del eje neutro hacia cada concentrador de área. DISTANCIAS Y BARRA 1 0.122924 0.003 0. 6.2.020912 DISTANCIAS X BARRA 0.013955 4 0. Sin embargo.20839E-07 Iyy 6.7. por lo tanto la ecuación para hallar los esfuerzos directos es la siguiente: 𝝈=( 𝑴𝑫 𝑰𝑿𝑿 −𝑴𝑳 𝑰𝑿𝒀 𝑰𝑿𝑿 𝑰𝒀𝒀 −𝑰𝑿𝒀𝟐 𝑴 𝑰𝒀𝒀 −𝑴𝑫 𝑰𝑿𝒀 )𝒚 𝑿𝑿 𝑰𝒀𝒀 −𝑰𝑿𝒀𝟐 )𝒙 + ( 𝑰𝑳 (16) Donde 𝑀𝐷 es el momento debido a la resistencia de arrastre. Análisis De Esfuerzos Normales Como se nombró anteriormente el análisis estructural se establece para la costilla de raíz. Se tiene en cuenta. Momentos y producto de inercia de la geometría de la costilla de raíz dados en 4 6. . 𝐼𝑥𝑥 = ∑ 𝐵𝑌 (13) 𝐼𝑌𝑌 = ∑ 𝐵𝑋 (14) 𝐼𝑥𝑌 = ∑ 𝐵𝑋𝑌 (15) Donde X y Y son las distancias del centroide hacia el boom. se afirmó que solo los booms o concentradores de área van a soportar esfuerzos directos o normales. MOMENTOS DE INERCIA Ixx 2. En la siguiente tabla se muestra los valores obtenidos al utilizar las ecuaciones 13.98021E-06 Ixy 1. 𝑀𝐿 el momento debido a la sustentación. que la geometría de la costilla no es simétrica ya que tiene una curvatura preestablecida y además está siendo afectada por dos momentos flectores.2. se utiliza las siguientes ecuaciones para calcular los momentos de inercia y el producto de inercia.2.0322E-06 Tabla 22. 𝒙 es la distancia del eje nuetro hacia el boom y 𝒚 también.Ya con las distancias características.14 y 15 (Tabla 22).1. se debe tener en cuenta que estas distancias serán negativas o positivas dependiendo si el área está expuesta a tensión o a compresión debido a la dirección del momento flector como se muestra en la siguiente figura (Figura 12). sin embargo cuando se estableció la caracterización estructural de la sección transversal del ala. .122924 0. ESFUERZOS DIRECTOS (BOOMS) boom1 -47921007. los dos momentos flectores intentan tensión esa región. Signos de las distancias entre concentrador de área y eje neutro.3 boom2 -24067749.020912 DISTANCIAS X 0.3 boom4 39203978.. Figura 23. el primer concentrador de área tiene el esfuerzo a compresión máximo debido a que los dos momentos flectores comprimen esa sección. Esfuerzos directos en los booms en pascales.122924 -0. Luego de saber que signo tiene la correspondiente distancia que se muestra en la figura. Como se puede observar.013955 0. en el cuarto concentrador de área se encuentra el máximo esfuerzo directo a tensión debido a que en esa región al contrario que en la anterior.064657 Tabla 23.010427 0. Distancias entre boom y eje neutro en metros .33 Tabla 24. La tabla 24 lista el valor de los esfuerzos axiales en cada concentrador de esfuerzo teniendo en cuenta que el valor positivo es a tensión y el negativo a compresión como se muestra en la convención anteriormente ilustrada.064657 -0.34 boom3 106034043. sin embargo. se procede a obtener la distancia por geometría (Tabla 23). 1 2 3 4 DISTANCIAS Y -0.023505 -0. 17277 0 4374. Flujos cortantes abiertos en cada sección de la costilla en N/m. Para determinar el valor de los tres flujos cortantes totales. debido a que esta área está divida por las vigas en C como se mostró anteriormente.7. es necesario comprender que la costilla está sometida a dos cargas transversales y no es simétrica. se debe hallar unos deltas del flujo en cada concentrador de área y en cada celda.2. Ya analizando el sistema como una sección abierta. Sin embargo. se procede a analizar la costilla como una sección cerrada. por lo tanto se tiene que utilizar la siguiente ecuación: 𝑠 𝐼𝑋𝑋 −𝑆𝑌 𝐼𝑋𝑌 𝑞𝑏 = − (𝐼 𝑥 𝑋𝑋 𝐼𝑌𝑌 −𝐼𝑋𝑌2 𝑆 𝐼𝑌𝑌 −𝑆𝑋 𝐼𝑋𝑌 ) ∑ 𝐵𝑥 − ( 𝐼 𝑌 𝑋𝑋 𝐼𝑌𝑌 −𝐼𝑋𝑌2 ) ∑ 𝐵𝑦 (17) Teniendo en cuenta que las cargas transversales son 𝑆𝑥 y 𝑆𝑌 .3.3I 4. primero se debe analizar la estructura como una sección abierta y luego obtener un sistema de ecuaciones lineales de la multicelda (7) para obtener los flujos cerrados y así.4I 1.2 2. utilizando las siguientes ecuaciones para obtener un sistema de tres por tres y encontrar una solución al problema. FLUJOS ABIERTOS -520.1.6.849733 0 -8323. es necesario establecer los flujos cortantes a los que está expuesto el perfil. 𝑑𝜃 𝑑𝑧 = 1 𝐴1 [𝑞1− ∆1− + (𝑞 − 𝑞1 )∆1−4 + (𝑞 − 𝑞3 )∆ 𝑑𝜃 𝑑𝑧 𝑑𝜃 𝑑𝑧 = = 1 𝐴2 1 𝐴3 −3𝐼 − 𝑞4−1 ∆4−1𝑖 + 𝑞 [𝑞1 ∆1−4 + (𝑞1 − 𝑄 )∆1−4𝐼 + 𝑞1−4 ∆1−4𝑖 ] (17) [𝑞3 ∆ −3 + (𝑞3 − 𝑞 )∆ −3𝐼 +𝑞 −3 ∆ −3𝑖 ] (18) −3𝑖 ∆1−4𝑖 ] (16) . Análisis de esfuerzos cortantes Para conocer los esfuerzos cortantes presentes en los diferentes componentes de la configuración estructural del perfil.4 2. poder obtener todos los flujos totales del sistema. debido a que la sección de la costilla se analiza como una multicelda.962179 1. Para realizar el análisis de flujos cortantes en sección abierta.3 Tabla 25. ya que el flujo cortante varía respecto al área del boom (Tabla 25). es necesario dividir el área total de la costilla entre tres.37883 -571. Para utilizar este método.3 1. 8046667 8.03 viga secundaria 7280. FLUJOS CORTANTES q1 (celda1) 7337. conociendo su espesor.3I 187. se muestra los valores obtenidos de ∆ para cada relación de booms.533 Tabla 28. En la tabla 13 se muestra los resultados del esfuerzo cortante en cada sección. con el fin de encontrar los flujos cortantes cerrados.4496 Tabla 27. Luego del cálculo de los flujos cortantes es posible determinar el valor de los esfuerzos cortantes de puntos en específico de la estructura o de los elementos que soportan estos flujos.68 CELDA 2 -66195. Se muestran todos los valores de los flujos cortantes en N/m.1958 q3(celda3) 463.92161 viga principal -7793. .824 205.61 viga principal 2597676.659 14.1 1.667 viga secundaria -2426816. Se muestran los diferentes ∆ para cada relación de booms. 17 y 18 y se resuelve el sistema de ecuaciones. Finalmente.045 186. Esfuerzos cortantes sobre la estructura.4I 2. ESFUERZOS CORTANTES CELDA 1 7337376.12733333 Tabla 26.4 4.Donde ∆ es una relación entre de booms que entrelaza la longitud entre estos y el espesor.37668 q2(celda2) -66. se remplazan los valores en las ecuaciones 16. DELTAS 1.2 2.8 CELDA3 463921.596 197. En la siguiente tabla.3 3. El análisis de esta sección taperada se puede realizar indicando que los esfuerzos directos son soportados por los flanches.2. Al tener todas las secciones laterales con la misma área en los concentradores se esfuerzo se puede empezar a realizar los cálculos sobre el taperado tanto longitudinal como transversal de la sección para analizar así el cambio del flujo a lo largo del taperado de la aeronave.2 del proyecto sobre la idealización en la mayor sección transversal del fuselaje para que de esa forma el resto de la estructura no se viera afectada por tener una sección transversal menor. Así como se realizó la determinación de los flujos cortantes en el ala. La aeronave Kadet Senior posee en el fuselaje una estructura tipo Truss o Arriostrada constante hasta sección en donde se ubica el ala. Figura 24. pero en el presente proyecto se realiza el análisis suponiendo que los esfuerzos directos los soportan los flanches. o por la web.6.7. después la estructura empieza a cambiar su sección transversal convirtiéndola en una sección taperada la cual ayuda aerodinámicamente al fuselaje. como los pesos de todos los elementos de carga paga que este lleve. pero en el fuselaje se deben tener en cuenta tanto el peso de toda la aeronave. y consiguientemente el cambio en el esfuerzo cortante que soportara la estructura por estar taperada .1. en el fuselaje también se encuentran estas cargas internas que producen una variación en el esfuerzo cortante a lo largo de la estructura y para evitar los fallas que afecten la integridad de la aeronave.2. DETERMINACION DE FLUJOS CORTANTES EN EL FUSELAJE. Sección transversal del fuselaje. teniendo en cuenta la idealización estructural realizada en la parte 6. 6. en el ala las cargas que podían incidir en el flujo cortante era la carga de sustentación que la misma producía.2.7. CONFIGURACIÓN ESTRUCTURAL. una carga P del taperado con sus respectivas componentes y la relación entre los cambios de secciones transversales. 6. la variación de distancia de la fuerza transversal a las diferentes secciones taperadas. Teniendo en cuenta el taperado de la aeronave se plantea realizar el cálculo de 3 secciones transversales para un posterior análisis del comportamiento del flujo cortante y así tener una fuente comparativa con los resultados obtenidos mediante herramientas computacionales de análisis estructural.48kg).Figura 25. 𝜎= 𝑀𝑐 𝐼𝑥𝑥 (a) . Cada una de las secciones a analizar se verá sometida a la carga generada por el peso de la aeronave con un valor de 115.7. Para comenzar a realizar los cálculos de los flujos.2. Para las secciones taperadas las bibliografías proponen una tabla la cual posea el concentrador de esfuerzo a analizar. los momentos de inercia de cada sección y las cargas producidas por el taperado. en este caso se hará uso del módulo WORKBENCH del paquete de ANSYS.2. Figura 26.11 N (15. Vista lateral Kadet Senior idealizada. el área que posee. como lo son el momento que se genera en las distintas secciones del fuselaje. DETERMINACIÓN DE FLUJOS. Viste de techo Kadet Senior idealizada. se debe revisar la teoría de las secciones taperadas y tener en cuenta los factores que varían en el análisis de las secciones taperadas. el esfuerzo normal que produce la carga puntual. su distancia al eje neutro. Para realizar los análisis se necesita saber los momentos aplicados en cada sección debido a la carga del peso por medio de la ecuación del esfuerzo normal. 06830475 39.16266169 -15. Flujos de sección abierta 6.1.78560651 -0.60780876 -4.2 0.2 -0.75 584. Debido al cambio en la sección transversal.78560651 0.2.9036355 0. Determinación de cargas por taperado .3 con este último valor obtenido se puede realizar la tabla propuesta dando como resultado la siguiente tabla (a). y al aplica la ecuación de flujo de sección abierta se determinan los flujos como se muestra en la tabla (x) 𝑞𝑏 = − 𝑆𝑦 𝑆𝑥 ∑ 𝐵𝑦 − ∑ 𝐵𝑥 𝐼𝑥𝑥 𝐼𝑦𝑦 Flujo sección abierta qb(1-4) -1.2.75 584.1.2 0.07925748 2.06535266 3 -78.11992909 -2.En donde M es el momento generado en la sección debido a la sumatoria de momentos respecto al DATUM con un valor de 12569.16266169 0. Sección sin taperado El análisis de esta sección se puede realizar desde el punto donde el fuselaje hace contacto con el borde de ataque del perfil.2. 6.75 584.2.06535266 2 78.7. DETERMINACION DE FLUJO DE SECCIÓN ABIERTA. c es la distancia de los elementos respecto al eje neutro de la figura y 𝐼𝑥𝑥 es el momento de inercia.60780876 -4. hallándose 78.1.7.75 584.07925748 -2. DISTANCIA AREA ESFUERZO BOOM (m) (m^2) NORMAL(MPa) Ps (N) dx/dz 1 78.06535266 TOTAL dy/dz Pxi(N) Pyi (N) -0.06830475 39.1.9036355 -0.60780876 -3.75mm respecto a un eje de referencia de la parte inferior de la sección. el centroide de esta sección varía gracias a que la altura seria de 157. Sección media del taperado Teniendo en cuenta el taperado del fuselaje se planteó el análisis de la sección transversal ubicada a 898.2 -0.9036355 0.06830475 39.5mm. ya que en esa parte se posee la misma sección transversal y por tanto el análisis con la carga del peso será constante en esta parte del fuselaje.6452 N*m.06830475 39. 6.8965364 Tabla 30.11992909 2.17mm respecto al DATUM hallado en los planos de la aeronave.2.2.60780876 0 -3. Para realizar el cálculo se realiza el corte en la parte superior de la sección transversal en donde esta los concentradores de esfuerzos 1 y 2.199122083 qb(4-3) 0 qb(3-2) 1.199122083 Tabla 29.7.2.06535266 4 -78.9036355 -0. El momento de inercia de esta sección 4 es de 14491811. hasta la sección en donde empieza el taperado del fuselaje. 03551136 0.04474432 -4.2. Flujo sección abierta qb(1-4) 0.19951723 -0.2 0.3149817 Tabla 31. y tal como es una superficie simétrica. a continuación se muestra los valores obtenidos de los flujos. Una vez determinada la carga se reemplaza en la ecuación de flujo de sección abierta usada anteriormente planteando la carga hallada con anterioridad. El momento de inercia de esta sección es de 4 1703527.19922219 2 27 584.𝑤 = 𝑆𝑦 − ∑ 𝑃𝑦 Dando así un valor de la carga Sy.20759447 0.19922219 4 -27 584. dando como resultado que la sumatoria de Pxi es igual a cero y la carga Pyi tiene un valor neto de -15.2.385603 dx/dz -0. carga que será usada en el cálculo de los flujos de la sección abierta.3149817 qb(4-3) 0 qb(3-2) -0.19951723 0.19922219 TOTAL Ps (N) 116.2 0.3.13301149 -5. Flujo sección abierta 6.385603 116.04474432 4.8965364 N.20759447 0 -22.03551136 0. El cambio en la sección transversal da que el centroide de esta sección puede hallarse sobre 11mm respecto a un eje de referencia de la parte inferior de la sección. Sección final del taperado Esta sección transversal está ubicada a 1408mm respecto al DATUM hallado de igual forma en los planos de la aeronave.385603 -116.13301149 -6.w de -99.03551136 -0.13301149 -5.2 -0. DISTANCIA AREA ESFUERZO BOOM (m) (m^2) NORMAL(MPa) 1 27 584.2192356 N.8142234 Tabla 32.03551136 dy/dz Pxi (N) Pyi (N) -0.1.7.2 -0.13301149 -6.2 y se puede proceder a la tabla propuesta dando como resultado la siguiente tabla (32). 𝑞𝑏 = − 𝑆𝑦.19922219 3 -27 584.Con los resultados de la tabla anterior se puede hacer uso de la sumatoria de las cargas del taperado y así determinar el valor de la carga transversal que afecta la sección a analizar.385603 -116. valor que será reemplazado en la ecuación © 𝑆𝑦.𝑤 ∑ 𝐵𝑦 𝐼𝑥𝑥 Al realizar el corte para realizar el análisis de la sección cerrada entre los booms 1 y 2.05326705 4. teóricamente el flujo de 3 a 4 debe ser igualmente cero. Determinación de cargas por taperado .05326705 -4. 𝑤 = 𝑆𝑦 − ∑ 𝑃𝑦 Dando así un valor de la carga Sy. qs(1-4) qs(4-3) qs(3-2) qs(2-1) Flujo total -0.2.7. valor que será reemplazado en la ecuación © 𝑆𝑦.853679154 Tabla 33.𝑜 Despejando la ecuación planteada con los momentos se determina el valor de flujo de sección cerrada dando un valor de 0.449671 N*mm. dando los valores de los flujos totales. y con base a este valor se puede obtener el flujo total sabiendo que la suma del flujo de sección cerrada y el flujo de sección abierta. Flujo sección abierta qb(1-4) 0.Con los resultados de la tabla y la sumatoria de las cargas del taperado y se determina el valor de la carga transversal al igual que el caso anterior.2.2.1. −𝑊(60) = −𝑞𝑏3−2 (192 ∗ 120) + 2𝐴𝑞𝑠.2.8142234 N. DETERMINACION DE FLUJO DE SECCIÓN CERRADA. Flujo total de la seccion .2.853679154 qb(4-3) 0 qb(3-2) -0.7.749451083 0.1973486 N. y del mismo modo de la sección transversal anterior se hace uso de la ecuación de flujo abierto dando como resultado.648793083 0. Sección sin taperado La determinación del flujo de sección cerrada se realiza a partir de la sumatoria de los momentos de la carga transversal Sy y del torque sobre la sección en función del flujo de sección cerrada y las áreas entre concentradores de esfuerzos. Flujo sección abierta 6.449671 1.w de -92.449671 Tabla 34. dando como resultado que la sumatoria de Pxi es igual a cero y la carga Pyi tiene un valor neto de -22.2. 6. 6. . Sección media del taperado Al igual que flujo de sección abierta cambia debido a las fuerzas internas producidas por el taperado. −𝑊(41.7.854177 Tabla 36. 6. −𝑊(11) = −𝑞𝑏3−2 (27)(22) − 𝑃𝑦3 (22) − 𝑃𝑦 (22) − 𝑃𝑥 (54) + 𝑃𝑥1 (54) + 2𝐴𝑞𝑠.2.4) − 𝑃𝑦 (82.2.2) = −𝑞𝑏3−2 (157.o dando como resultado un valor de -0.𝑜 Teniendo las áreas entre los concentradores de esfuerzo.2.4) − 𝑃𝑦3 (82.𝑜 Teniendo las áreas entre los concentradores de esfuerzo.854177 N/mm y se procede a determinar el flujo cortante total de la sección dando como resultado la siguiente tabla qs(1-4) qs(4-3) qs(2-3) qs(2-1) Flujo total -0.2. Flujo total de la sección. al igual que la sección anterior.5) + 2𝐴𝑞𝑠. Flujo total de la sección.000497846 -0. Sección final del taperado En esta sección final del taperado el flujo de sección abierta también cambia debido a las fuerzas internas producidas por el taperado.3.157491 N/mm y asi se puede determinar el flujo cortante total de la sección dando como resultado la siguiente tabla qs(1-4) qs(4-3) qs(2-3) qs(2-1) Flujo total 0. se propone realizar la sumatoria de momentos sobre el concentrado numero 4 dando como un resultado la ecuación 123124.157491 -0.4724727 -0. en este caso se propone realizar la sumatoria de momentos sobre el concentrado numero 4 dando como un resultado la ecuación 123124.w como las cargas P en cada concentrador de esfuerzo que puedan generar un momento respecto a un concentrador de esfuerzos aleatorio. se puede determinar el qs.157491 Tabla 35.1574907 -0.5) + 𝑃𝑥1 (157. estas fuerzas inciden directamente en el cálculo del flujo de sección abierta.2.2 ∗ 82.o dando como resultado un valor de -0.707856154 -0.2.854177 -1. tanto con la carga Sy. se puede determinar el qs.2.7.4) − 𝑃𝑥 (157. con el fin de comparar los resultados obtenidos con el método de flujos cortantes y poder lograr un análisis más preciso de toda la estructura. el fuselaje y finalmente el tren de aterrizaje.1. ANÁLISIS COMPUTACIONAL Las herramientas de análisis computacional son de gran utilidad en el campo de la aeronáutica para hacer aproximaciones a los casos reales mediante los métodos de elementos finitos tal y como los usa el Software ANSYS WORKBENCH para resolver los problemas estructurales que se deseen analizar. para saber si es viable usar la modificación establecida del ala.1. Como primer paso se debe importar las características del material al software. se procede a realizar el análisis estructural por medio de elementos finitos usando el software ANSYS Workbench. ALA 6. Pre procesamiento Una vez determinado y seleccionado el material a usar. con el fin de que el análisis sea mucho más sencillo (Figura 25). es necesario hacer la geometría del ala a analizar en el designmodeler de Workbench. además de determinar los esfuerzos y cargas principales en la configuración estructural del ala previamente establecida. además que todos estos elementos estructurales se proponen en aluminio 7075-T6.6.1. 6. tres formadores o costillas y la piel.8. Posteriormente. Bajo este criterio se decidió realizar un análisis computacional de los elementos más importantes de la aeronave como lo son.8. .8. Geometría del ala. por lo tanto es importante recordar que el ala consta de dos vigas en c. el ala. Figura 25. con los resultados obtenidos se puede obtener una validación de los cálculos obtenidos teóricamente. se divide la media envergadura en un número determinado de . se realiza el enmallado de la geometría del ala. la deformación total de la estructura correspondiente cuando está expuesta a las cargas consideradas. ya que posiblemente en estos se puedan concentrar esfuerzos a lo largo del análisis. el esfuerzo normal máximo. Obteniendo de esta los esfuerzos cortantes máximos. curvaturas o partes irregulares de la estructura ya que en estas secciones el resultado puede ser erróneo. 6. debido a que estos elementos se acomodan de una mejor manera en las secciones irregulares además se determinó a usar un método de elementos cuadrados en la viga para una fácil y eficaz enmallado. Solucionador En el proceso de la solución por métodos de elementos finitos. Es muy importante considerar los ángulos. además de las restricciones geométricas del modelo.1. Además de los métodos propuestos en la función de Ansys. después de haber aplicado las cargas y enmallado todo el sistema de una forma apropiada. En la tabla 37 se puede observar la lista de características de la malla además de número de elementos y numero de nodos usados.2. Por lo tanto se propone una malla triangular tetraédrica sobre las costillas y la piel. se busca una solución al sistema. también se realizó un refinado en los agujeros de reducción de peso. Conociendo la distribución de sustentación y de arrastre. el factor de seguridad por fluencia entre otros. PROPIEDADES CUERPOS 12 CUERPOS 12 ACTIVOS NODOS 120402 ELEMENTOS 68857 Tabla 37. Características de la malla.Como segundo paso. Malla propuesta para FEA.8. Figura 26. sin embargo como solo se está analizando el ala se propone una restricción de la raíz tomado la media envergadura como si fuera una viga en catilever.86985 0.331133 52.918175 0.144975 0.331133 53.048325 0.secciones en este caso 20 para empezar a determinar la forma de aplicación de cargas.63554468 50.12563386 53.628225 0. se debería proponer una restricción de movimiento en puntos de sujeción que tiene el ala en común con el fuselaje.9665 LIFT 54.44684978 37.61109218 45.08187592 7.64078064 5.2694166 7. por la tanto se usa el comando Standard Earth Gravity (Figura 16).45509862 6.18364685 52.18737821 7. .61109218 48.7732 0.2490075 7.10552349 6.64078064 4.44684978 DRAG 7.92950048 6.92950048 6.74343635 54. Luego de establecer las 20 fuerzas de sustentación y de arrastre. para aplicar las fuerzas a lo largo de la envergadura con las coordenadas ya propuestas (Figura 27).58974254 54.12563386 54.48325 0.97259159 Tabla 38.67655 0. con el fin de darle simplicidad al análisis (Figura16).5799 0.2694166 7.97259159 4. Para determinar las cargas puntuales de sustentación y de arrastre se procede a multiplicar cada porción divida por la carga distribuida que le corresponda (Tabla 38).72392699 6.47874802 37.74343635 54.2490075 7.2694166 7.58974254 54. se plantea la ubicación de estas por medio del comando remote force.10552349 5. Cargas de sustentación y arrastre a lo largo de la media envergadura. Ya teniendo en cuenta todas las cargas aerodinámicas sobre la estructura.821525 0.3866 0.09665 0. Además de las cargas de sustentación y de arrastre es necesario tener en cuenta como la gravedad puede afectar el proceso. POSICIÓN 0 0.978564 45.18364685 50.978564 42.08187592 6.434925 0.18737821 7.47874802 42.74343635 54.338275 0.45509862 6.28995 0.531575 0.63554468 48.1933 0.72392699 6.241625 0.724875 0. Figura 27.2. Fuerzas aplicadas en el ala. se puede determinar que en la raíz del ala específicamente en el borde de ataque el esfuerzo cortante es máximo. esfuerzos cortantes y esfuerzos directos.6. Figura 28. Como se ve en la imagen sobre el esfuerzo cortante. . Esfuerzos cortantes Según los resultados del análisis de elementos finitos sobre el ala propuesta. Esfuerzo cortante sobre el ala.1. Post procesamiento En la solucion del sistema se planteo el comportamiento de los esfuerzos de Von Misses. la deformacion total. 5.3.8. debido a que en ese punto las cargas transversales tienen un valor máximo en relación a las distribuciones de sustentación y arrastre. 6.1. el factor de seguridad por fluencia. se determinan las secciones más críticas con base en el esfuerzo cortante sobre las secciones transversales con su debido valor dada por los contornos de esfuerzos. .7.68 77652200 CELDA 2 66195.7 con el fin de hacer una comparacion del analisis por metodo de flujos cortantes con el de elementos finitos. Los resultados del análisis computacional por elementos finitos sobre el ala se puede hallar en el anexo número 1 y es comparable con los cálculos realizados sobre las cargas cortantes sobre las costillas de la aeronave tal y como se mostró en la sección 6.Figura 29. en la siguiente tabla se muestra el dato maximo optenido en la seccion 6. ESFUERZOS CORTANTES ANALISIS TEORICO ELEMENTOS FINITOS CELDA 1 7337376.667 Tabla 39. Esfuerzo cortante sobre la costilla. Esfuerzo cortante sobre el ala.8 455340 2254600 VIGA PRINCIPAL 2597676. se puede idenificar que en el borde de ataque y en la viga principal se encuentra el valor mayor del esfuerzo cortante debido a que en estos sectores se aplican las cargas cortantes debidas a la sustentacion y al arrastre.2. sin embargo los valores con los dos analisis propuestos son parcialmente diferentes o desvarian un poco. . Esfuerzos normales otro parametro importante que se debe tener en cuenta. sin estar expuesto a una carga o esfuerzo demasiado alto que pueda sobrepasar el esfuerzo maximo y proporcionar una falla en la estructura. 5. En la siguiente imagen se muestran los valores arrojados por el analisis de elementos finitos. sin embargo como se puede observar la distribucion de formadores y elementos estructurales siguen soportando de una forma adeacuada las cargas implementadas en ala.Haciendo una comparacion etre los datos obtenidos. la estructura sigue siendo afectada en la raiz. Esfuerzo normal sobre el ala. son los esfuerzos normales o directos a lo largo de la seccion trasversal. Como se ve en los contronos de esfuerzos normales. Figura 30.1.6. 33 39203978. . En la siguiente tabla se muestran los resultados obtenidos por elementos finitos y por el metodo de flujos cortantes.34 -29822000 boom3 boom4 10603404. sin embargo en este caso se tuvo en cuenta que solo los concentradores de area van a resistir estos esfuerzos para simplificar el analsis.Figura 31.33 10905500 37953000 Tabla 40.3 ANALISIS FEA -49187000 boom2 -24067749. ESFUERZOS DIRECTOS (BOOMS) ESFUERZOS DIRECTOS (BOOMS) ANALISIS DE FLUJOS boom1 -47921007. Por otro lado. Esfuerzos directos sobre los booms En la tabla anterior se establecio la comparacion de esfuerzos directos en los booms o concentradores de area ya que en el analisis anterios se establecieron como los puntos donde solo se va a ver involucrado el esfuerzo normal. Esfuerzo normal sobre las costillas. teniendo en cuenta el analisis teorico de flujos cortantes tambien se determino los valores de esfuerzos directos. debido a esto puede existir una variacion en los resultados. FUSELAJE Tal y como se realizó el análisis computacional de los esfuerzos sobre el ala se debe tener en cuenta el análisis sobre el fuselaje.1. incluso sin que este haya cambiado su estructura principal.6. Estructura idealizada del fuselaje Y al realizar operaciones de trasladar y simetría de la geometría se puede generar la estructura completa y para así poder realizar el enmallado apropiado para la estructura. su complejidad.8.2. como simplificarla para que el análisis por método de elementos finitos consuma un menor costo computacional y ofrezca resultados comparables a la realidad y los obtenidos. Comenzando por el análisis geométrico del fuselaje.8. 6. Figura 32. ANSYS WORKBENCH ofrece la posibilidad de asignarle a una línea una sección transversal asumiéndola tipo “Beam”. Pre procesamiento Antes de realizar el análisis computacional del fuselaje se deben tener en cuenta los factores como la estructura.2. su estructura principal es arriostrada o de tipo Truss por tal motivo se puede asumir como una armadura con una sección transversal determinada. para así determinar como el cambio de material y propiedades de la aeronave como el peso y resistencia de cargas afectan la integridad del fuselaje. . Se siguió haciendo uso del software WORKBENCH para el análisis estático de la estructura para calcular las secciones más críticas del fuselaje. por tal motivo se es posible simplificar la construcción de la geometría generado la estructural en líneas y dándoles la sección transversal de la siguiente forma. Fuselaje en WorkBench La realización del enmallado de la estructura se hace bajo una malla estructurada de forma de cuadrados dominante ya que no posee ningún cambio de sección abrupto tal como pasa en el ala. Figura 34. cabe resaltar que la calidad de los análisis por medio de elementos finitos aumenta respecto a la cantidad de elementos que se vayan definir. donde toca tener nodos triangulares para que se acoplen mejor a la geometría del perfil y los orificios reductores de peso. y una operación de “sizing” para dejar un espacio entre elementos de 2mm. las operaciones sobre la malla fueron determinarle el método de cuadrados dominantes.Figura 33. Enmallado de la estructura del fuselaje. La malla consta de 15552 nodos y 7813 elementos para poder realizar el análisis. . 275 72.2.5 BTRX Batería Rx 1. ANSYS no entrega al usuario los esfuerzos cortantes ni esfuerzos normales sobre toda la estructura de la aeronave. el peso del empenaje.26 A/P piloto automático 0.4715 32. DESIGNACIÓN COMPONENTE CARGA (N) DISTANCIA RESPECTO AL DATUM (mm) RC Receptor 0. sino que da la .8.2. SOLUCIONADOR Antes de que el programa comience a solucionar y determinar los esfuerzos sobre las vigas de la estructura.98 CAM2 cámara 2 1.2. se deben establecer las cargas sobre si. esta ubicación se soporte fijo se tomó en base a los antecedentes de estudios sobre esta misma aeronave.24 BTM batería del motor 7.98 119.25 BTSRV batería servos 2.8.2158 88.3575 98.14 Tabla 41.95 54.3734 85. 6. como la generada por la sustentación en la raíz del ala. Post-Procesamiento Al ser una estructura de tipo Beam.3. el peso de esta misma. Ubicación y peso de la carga paga.6.33 AEQ equipo adicional 1. El peso de la aeronave es tomado desde la fuerzas dada por la gravedad de la tierra. y posee el soporte fijo en la sección donde se encima el ala de la aeronave. estas cargas son las producidas tanto por el peso de la aeronave. Los componentes tomados en cuenta se muestran en la siguiente tabla. Cargas sobre el fuselaje. Figura 35. y los diferentes pesos de la carga paga de la aeronave que estuviesen dentro del fuselaje según los anexos de los planos de la aeronave. Figura 37. la deformación máxima que se puede hallar es en un valor de aproximadamente 7 milímetros. indicando las secciones donde se puede encontrar la mayor fuerza cortante que es la misma carga transversal. Con base a lo descrito anteriormente y a los gráficos obtenidos por medio de la simulación se determina una correcta aproximación a la deformación sobre la estructura.fuerza total sobre los elementos. Figura 36. valor que se puede reducir implementando un refuerzo estructural sobre la parte del empenaje de la aeronave. Deformación sobre el fuselaje. Deformación sobre el fuselaje. . teniendo en cuenta la ubicación del soporte fijo se puede inferir que en la sección del empenaje se generara un mayor momento produciendo así una mayor deformación que en la sección frontal donde se ubica el motor y sus baterías. los esfuerzos combinados sobre las vigas y su respectiva deformación máxima que puede alcanzar. Las cargas a las cuales está sometida la estructura generan sobre si una deformación en el material tanto en el la sección del empenaje como en donde se ubica el motor. 658 N sobre los elementos verticales en la parte frontal. las secciones más críticas por las fuerzas cortantes son en donde reposa todo el peso de la aeronave y en la sección frontal. Fuerza cortante en el fuselaje. Fuerza cortante en el fuselaje. Las cargas cortantes sobre la aeronave van relacionadas directamente con el peso de la misma y como se puede observar. El análisis indica que el cortante máximo posee un valor de 53. las secciones más críticas por las fuerzas cortantes son en donde reposa todo el peso de la aeronave y en la sección frontal. .Las cargas cortantes sobre la aeronave van relacionadas directamente con el peso de la misma y como se puede observar. Figura 38. es recomendable que esa sección posea elementos de rigidez evitando así fallas estructurales debido a la fuerza de empuje del motor. es recomendable que esa sección posea elementos de rigidez evitando así fallas estructurales debido a la fuerza de empuje del motor. Figura 39. Momento torsor en el fuselaje El análisis estructural del fuselaje ofrece un valor máximo del momento torsor sobre el mismo generado por las ubicaciones de las cargas y de la sustentación. dando como resultado un valor de 8. Momento torsor en el fuselaje Figura 41.Figura 40.5 N*mm . el valor maximo de 1. por ejemplo.1. . Esfuerzos directos en el fuselaje Los esfuerzos directos sobre la aeronave fueron los tomados en cuenta para la idelizacion estructural realizada anteriormente de las secciones transversales taperadas.Figura 42. sin embargo en un analisis mas detallado esto se tiene en cuenta creando una pequeño cambio en los datos arrojados por el solucionador de Ansys Workbench.3 MPa. Ala Las principales causas de que el esfuerzo pueda cambiar al implementar alguno de estos metodos de analisis son las condiciones iniciales que se plantea desde un principio. al idealizar la costilla de raiz se esta teniendo en cuenta que la variacion del flujo cortante y los efectos del mismo solo afectan la piel y el alma de la viga principal. estos esfuerzo son maximos en la cercania del centro de gravedad de la aeronave. ANÁLISIS DE RESULTADOS 7. Esfuerzos directos en el fuselaje Figura 43. 7. por tal motivo cuando se produzca más sustentación la carga sobre las costillas y viga principal se generara un aumento en el flujo cortante. Al realizar el análisis estructural de la aeronave se deben tener en cuenta las cargas inerciales producidas sobre el tren de aterrizaje. Aerodinámica    8. como lo son la zona frontal del fuselaje y un refuerzo en la raíz de las alas ya que en esos puntos las cargas cortantes y momentos son más altos. Fuselaje Los resultados obtenidos por los flujos cortantes y las simulaciones del fuselaje se indican que en el fuselaje aunque exista alguna deformación mayor sobre la sección del empenaje se generan mayores fuerzas cortantes en la parte frontal que es justo donde se aplican la mayoría de las cargas y donde en la simulación se tenía una menor área que soportara esfuerzo. y al momento de realizar el análisis con mallas diferentes se puede realizar una línea de tendencia. y analizando las componentes de sustentación se determina que aun así se hallan implementado pocos elementos . Configuración estructural     Basados en los resultados obtenidos tanto por cálculos como por simulaciones haciendo uso del método de elementos finitos se determina que existen secciones de la aeronave las cuales deben tener un refuerzo estructural debido a la modificación del material de construcción de la aeronave. esta relacionado directamente a las condiciones geométricas del ala y a la sustanciación generada por la misma. Basados en el peso neto de la aeronave. aproximando a un valor real de carga que al ser multiplicado por el factor de carga de la aeronave esta debe demostrar ser capaz de superar a la fuerza de la componente del peso.2. El flujo cortante generado en la sección transversal del ala. 8. caso contrario ocurre en la parte media y final del fuselaje donde gracias a la estructura se distribuyen mejor las cargas sobre las demás vigas. El uso de la distribución de Shrenk’s para determinar las cargas sobre el ala es la más apropiada ya que toma en cuenta las distribuciones tanto elíptica como trapezoidal. ya que entre mayor número de elementos tenga tendrá mayor exactitud en los resultados.1. evitando así fuerzas perjudiciales para la aeronave.7. Conclusiones 8. el cual se puede implementar en investigaciones futuras con base a los estudios realizados anteriormente. Por parte de los diagramas V-n y de ráfagas de la aeronave original y la modificada con estructura en aluminio. se determina que el peso influye drásticamente en la graficación para que las ráfagas envolventes no afecten la integridad de la aeronave.2. El análisis computacional varia en su precisión de resultados debido al enmallado de la sección a analizar. Arévalo Guzmán. J. AC65-15A Airframe and powerplant mechanics airframe Handbook. Design Standards: Unmanned aereal vehicles . (2012). New York: McGraw-Hill. Jhonatan y Cárdenas Quiñones. 2. Angélica Patricia. Bello Bahamón. La simplificación del análisis estructural dado por medio de la idealización se puede tomar como un método viable ya que al realizar la comparación de los datos obtenidos por las simulaciones en ANSYS WORKBENCH demuestra que los esfuerzos directos. Gundlach. Aunque en el proyecto se propuso un cambio de la estructura del ala. Ballesteros Lombo. se es necesario implementar un cambio estructural en la sección del fuselaje. Introduction to flight: Its engineering and history. (1978). La realización de un nuevo estudio sobre el fuselaje implementando en el programa una estructura tipo monocasco o semimonocasco se requiere para que esta pueda soportar mayores esfuerzos y tenga una mayor rigidez Bibliografía 1. Teniendo en cuenta las cargas que se pueden generar en el tren de aterrizaje. 7. Federal Aviation Administration. dan de valores muy aproximados teniendo en cuenta la precisión del análisis dependiente de la calidad de la malla. Santiago. Structures. Australia. 1976. 2000 6. la aeronave posee un gran peso para que la planta motriz sea capaz de impulsar la aeronave y genere así la sustentación. Anderson. ya que la estructura tipo truss que posee actualmente es poco eficiente frente a los esfuerzos a los cuales está sometido. generados por los esfuerzos normales sobre el ala. FAA. Según los planteamientos y datos obtenidos se puede determinar que para la fabricación de la aeronave es necesario implementar una planta motriz genera una mayor potencia y así provea a la aeronave del empuje necesario para alzar vuelo de manera segura para no dañar ni la integridad de la aeronave ni proporcionar algún incidente.aeroplanes. Virginia: AIAA Education Series. Daniel. Diseño Estructural De La Aeronave No Tripulada Kadet En Materiales Compuesto. 5. Civil Aviation Safety Authority. . 4. J. 9. estructúrales para reducir el peso. Pablo Andrés y Rodríguez Rojas. Recomendaciones     10. Diseño preliminar del ala y la unión al fuselaje para el UAV de alto alcance Navigator X3 3. se puede plantear un aumento en la envergadura de la aeronave y un cambio en la planta motriz sí se piensa modificar la estructura a aluminio. In Designing Unmanned Aircraft Systems: A Comprehensive Approach. Design of aircraft. 2007.7. Daniel P. 10.Y.: Dover Publications. Mineola. Thomas C. D. Corke. Aircraft structures for engineering students. N. (2011). Raymer. s.l. Aircraft Design: A Conceptual Approach.G. Peery. .H. 1992. 2003. T. 9.: American Institute of Aeronautics and Astronautics. Aircraft structures. Megson. 8.