Anlisis Estructural de una Aeronave Kadet Senior propiedad de la Universidad San Buenaventura

Universidad de San Buenaventura, sede Bogot

Ing. Msc. Fabio Merchn

Jaime Duque Prez

Sebastin Ocampo Jaramillo

Santiago Andrs Murcia Barriga

Sebastin Arenas Novoa

Ingeniera Aeronutica

Noviembre de 2014

Bogot, D.C

Tabla de Contenido

INTRODUCCION ............................................................................................................................................. 5

1. DESCRIPCION DEL PROBLEMA .............................................................................................................. 5

1.1. Antecedentes .................................................................................................................................... 5

1.2. Descripcin y formulacin del problema .......................................................................................... 6

1.3. Justificacin ....................................................................................................................................... 7

2. MARCO TERICO Y CONCEPTUAL ......................................................................................................... 7

2.1. Anlisis aerodinmico. ...................................................................................................................... 7

2.2. Cargas aerodinmicas ....................................................................................................................... 8

3. OBJETIVOS DE LA INVESTIGACION ........................................................................................................ 8

3.1. Objetivo general ................................................................................................................................ 8

3.2. Objetivos Especficos......................................................................................................................... 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. Estimacin de longitud................................................................................................................ 12

6.1.2. Ubicacin de reas y centroides ................................................................................................. 12

6.2. IDEALIZACION ESTRUCTURAL ......................................................................................................... 13

6.2.1. ALA .............................................................................................................................................. 13

6.2.2. FUSELAJE ..................................................................................................................................... 15

6.3. Seleccin de material ...................................................................................................................... 17

6.4. Estimacin de pesos y centro de gravedad..................................................................................... 17

6.5. DIAGRAMA V-n Y DIAGRAMA DE RFAGAS .................................................................................... 19

6.5.1. AERONAVE SIN MODIFICACIN ESTRUCTURAL. ......................................................................... 20

6.5.2. AERONAVE MODIFICADA. ........................................................................................................... 21

6.6. DETERMINACION DE CARGAS ......................................................................................................... 23

6.6.1. Distribucin de Sustentacin ...................................................................................................... 23

6.6.1.1. Distribucin de sustentacin para un ala elptica ................................................................... 23

6.6.1.2. Distribucin de ala trapezoidal ............................................................................................... 24

6.6.1.3. ......................................................................................................... 25

6.6.2. Distribucin de carga cortante debido a la sustanciacin. ......................................................... 26

6.6.3. Momento flector sobre el ala. .................................................................................................... 27

6.6.4. Distribucin de arrastre .............................................................................................................. 28

6.6.4.1. Distribucin de carga cortante y momento flector debido a la resistencia al avance. .......... 31

6.6.5. 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. Centro de gravedad del avin ..................................................................................................... 34

6.7. DETERMINACIN DE FLUJOS CORTANTES. ..................................................................................... 35

6.7.1. DETERMINACIN DE FLUJOS CORTANTES EN EL ALA ................................................................. 35

6.7.1.1. CONFIGURACIN ESTRUCTURAL. ........................................................................................... 35

6.7.1.2. DETERMINACIN DE FLUJOS. ................................................................................................. 36

6.7.1.2.1. Calculo del momento de inercia ............................................................................................. 37

6.7.1.2.2. Anlisis De Esfuerzos Normales .............................................................................................. 38

6.7.1.2.3. Anlisis de esfuerzos cortantes ............................................................................................... 40

6.7.2. DETERMINACION DE FLUJOS CORTANTES EN EL FUSELAJE. ....................................................... 42

6.7.2.1. CONFIGURACIN ESTRUCTURAL. ........................................................................................... 42

6.7.2.2. DETERMINACIN DE FLUJOS. ................................................................................................. 43

6.7.2.2.1. DETERMINACION DE FLUJO DE SECCIN ABIERTA. ................................................................ 44

6.7.2.2.1.1. Seccin sin taperado ........................................................................................................... 44

6.7.2.2.1.2. Seccin media del taperado ................................................................................................ 44

6.7.2.2.1.3. Seccin final del taperado ................................................................................................... 45

6.7.2.2.2. DETERMINACION DE FLUJO DE SECCIN CERRADA. .............................................................. 46

6.7.2.2.2.1. Seccin sin taperado ........................................................................................................... 46

6.7.2.2.2.2. Seccin media del taperado ................................................................................................ 47

6.7.2.2.2.3. Seccin final del taperado ................................................................................................... 47

6.8. ANLISIS COMPUTACIONAL ............................................................................................................ 48

6.8.1. ALA .............................................................................................................................................. 48

6.8.1.1. Pre procesamiento .................................................................................................................. 48

6.8.1.2. Solucionador ........................................................................................................................... 49

6.8.1.3. Post procesamiento ................................................................................................................ 51

6.8.2. FUSELAJE ..................................................................................................................................... 55

6.8.2.1. Pre procesamiento .................................................................................................................. 55

6.8.2.2. SOLUCIONADOR ...................................................................................................................... 57

6.8.2.3. Post-Procesamiento ................................................................................................................ 57

7. ANLISIS DE RESULTADOS .................................................................................................................. 61

7.1. Ala ................................................................................................................................................... 61

7.2. Fuselaje ........................................................................................................................................... 62

8. Conclusiones ....................................................................................................................................... 62

8.1. Aerodinmica .................................................................................................................................. 62

8.2. Configuracin estructural ............................................................................................................... 62

9. Recomendaciones ............................................................................................................................... 63

10. Bibliografa ...................................................................................................................................... 63

INTRODUCCION

El siguiente documento describe el diseo estructural para una Aeronave no Tripulada Kadet Senior, previamente modificada por la Universidad de San Buenaventura, con el cual se realiza un anlisis de su estructura actual tipo Truss en aluminio.

La Aeronave Kadet Senior viene configurada por el fabricante con una estructura tipo truss. Esta se compone principalmente por miembros verticales y horizontales que permiten soportar cargas axiales a compresin y a tensin. Por otro lado la estructura semi-monocasco combina las propiedades de la estructura tipo truss relacionado con absorcin de cargas y rigidez de la estructura de la aeronave, con las ventajas de la estructura monocasco que permite tener una forma ms redondeada eliminando las esquinas y reduciendo as los concentradores de esfuerzos.

El diseo estructural de la aeronave inicia con el anlisis y la descripcin de la estructura actual que posee la aeronave, identificando miembros estructurales principales y secundarios. Posteriormente se realiza un anlisis detallado de las cargas que son soportadas por la aeronave en todas las etapas de vuelo y los esfuerzos generados en toda la estructura. Esto resultados permiten seleccionar los materiales que se van a usar en la construccin de la nueva estructura garantizando que cumplan con las propiedades mecnicas requeridas.

El presente documento hace parte del Proyecto de Investigacin Formativa de la Universidad de San Buenaventura y solo contempla el diseo estructural de la aeronave. Por lo tanto, se encuentra es objeto de evaluacin y modificacin en futuras investigaciones.

1. DESCRIPCION DEL PROBLEMA

1.1. Antecedentes

Las aeronaves no tripuladas se han convertido en uno de los enfoques de la investigacin aeronutica alrededor del mundo y es comn encontrar que en la mayora de entidades investigativas del mundo se estn realizando estudios acerca de este tipo de aeronaves dando como resultado una tendencia de la aviacin civil, militar y comercial.

La Universidad de San Buenaventura estando en la vanguardia de los avances tecnolgicos que se presentan a nivel mundial ha realizado en los ltimos aos el diseo y la produccin de aeronaves no tripuladas dando como resultado la serie de aeronaves Navigator, con sus versiones X-1, X-2, X-2.1 y X-3 que actualmente se encuentra en desarrollo. A partir de estos proyectos se generaron diversas investigaciones las cuales han sido presentadas como trabajos de grado y trabajos de investigacin, ltimamente enfocadas hacia el diseo y anlisis estructural, junto con los materiales usados para la manufactura de las mimas, especialmente para aeronaves UAV y en menor tamao para aeromodelos. A continuacin se presentan los

antecedentes relacionados con los estudios estructurales realizados a la aeronave tipo Kadet Senior y otras aeronaves de tamao similar.

Recientemente en el ao 2013 se realiz la ltima investigacin relacionada con la aeronave Kadet Senior donde se contempla el diseo estructural en materiales compuestos (1). El objetivo de la investigacin era disear totalmente la estructura de la aeronave en materiales compuestos y en ella se describe paso a paso la metodologa de diseo estructural para una aeronave y presenta algunos de los datos ms significativos de la Kadet Senior con la estructura actual puesto que se tom como un punto de partida ptimo para el presente proyecto. La aeronave fue rediseada totalmente cambiando el material de madera a material compuesto y un cambio estructural a semi-monocasco.

En el mismo ao se realiz otra investigacin relacionada con el diseo estructural para un aeromodelo. Esta investigacin titulada, Diseo estructural del fuselaje, ala central y unin ala fuselaje para la aeronave Skycruiser X-1, contempla toda la metodologa de diseo estructural para una aeronave no tripulada. Como resultado de esa investigacin 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).

En aos anteriores, mientras se realizaba el estudio de toda la serie de aeronaves navigator, se estudi el diseo preliminar del ala y la unin al fuselaje para el avin Navigator X-3. En esta investigacin se establecieron algunos de los parmetros ms importantes que se deban tener en cuenta para el diseo y la construccin de la aeronave cumpliendo con la norma australiana para aeronaves no tripuladas y la ASTM (2).

Los antecedentes mencionados anteriormente son un buen punto de partida debido a que en ellos ya se ha realizado el diseo estructural para un aeronave no tripulada y es posible seguir una metodologa de trabajo similar para cumplir los objetivos de la presente investigacin.

1.2. Descripcin y formulacin del problema

La Universidad de San Buenaventura adquiri un aeromodelo de referencia Kadet Senior a la cual dos ingenieros del programa de Ingeniera Aeronutica realizaron modificaciones menores estructurales para convertirlo en un UAV. Este proceso lo hicieron al aadirle sistemas elctricos, piloto automtico, sensores, cmaras de video, refuerzos en el wing box y en parte de la piel del ala con materiales compuestos.

En la aviacin, tanto en aeronaves no tripuladas como en aviones comerciales, el principal objetivo de los ingenieros especializados en estructuras aeronuticas es la disminucin del peso. Por tal motivo, se decide cambiar la estructura principal de la aeronave transformndola de una estructura de tipo Truss a una estructura monocasco,

con el fin de aumentar su resistencia en diferentes situaciones de vuelo, aumentar la capacidad de carga paga, y como resultado, mejorar el rendimiento de la aeronave.

Por lo anterior, surge la pregunta de investigacin: Es viable realizar un rediseo estructural a la Aeronave no Tripulada Kadet Senior?

1.3. Justificacin

La misin de la aeronave es la de realizar fotografa area ortogonal con aplicaciones en agricultura de precisin y grabacin de video en alta definicin con diferentes propsitos como vigilancia, marketing y reconocimiento. 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 aadirle accesorios para cumplir una misin, donde el peso de la aeronave se increment de 2750 g, determinado por el fabricante, a 7000 g que pesa actualmente con todos los sistemas electrnicos en funcionamiento. Por este motivo, para garantizar la integridad de la estructura de la aeronave cuando se encuentra realizando las diferentes misiones propuestas; es necesario realizar un estudio detallado de las cargas generadas en las diferentes etapas del vuelo y la aplicacin de esfuerzos sobre los elementos estructurales principales y secundarios. Al realizar un rediseo estructural sobre la aeronave, se determina si al aplicar las mismas cargas durante las etapas de vuelo se obtiene una mejora en la resistencia mecnica de la estructura debida al cambio del material de madera a aluminio.

2. MARCO TERICO Y CONCEPTUAL

2.1. Anlisis aerodinmico.

Para entender el comportamiento estructural del ala, es necesario determinar y conocer las fuerzas aerodinmicas sobre la estructura y adems, tambin es importante tener en cuenta sus propiedades geomtricas y la ubicacin del ala en el fuselaje (3).

Configuracin alar: Las propiedades ms importantes que describen la geometra del ala son la relacin de aspecto, flechamiento y relacin de taperado. Estos parmetros deben ser previamente definidos antes de involucrarse con anlisis de una estructura.

Flechamiento: Es un ngulo que esta entre el eje longitudinal del avin y una lnea que va desde cuarto de la cuerda del ala en la raz hasta un cuarto de la cuerda en la punta.

Relacin de aspecto: Es la relacin que existe entre la envergadura sobre el cuadrado de la superficie alar.

Relacin de taperado: Es la relacin que existe entre longitudes de la cuerda de raz y la cuerda de punta del ala.

Ubicacin del ala: la ubicacin del ala se puede dividir en tres tipos diferentes como ala alta, media y baja.

2.2. Cargas aerodinmicas

Las fuerzas ms importantes y que se tienen en cuenta cuando una aeronave est en operacin son la sustentacin, peso empuje y resistencia o arrastre. Estas cuatro fuerzas actan en pares; la sustentacin es opuesta al peso, y el empuje al arrastre (3).

Sustentacin: fuerza generada sobre un cuerpo que se desplaza a travs de un fluido, de direccin perpendicular a la velocidad del corriente incidente (3).

Peso: la aeronave est constituida por varios componentes, porque se puede vivir por secciones, como el peso vaco, el peso del combustible y peso de carga paga.

Empuje: El empuje es la fuerza que genera una planta motriz sobre la aeronave para as poder alzar vuelo por medio de un flujo msico de aire que es impulsado hacia la seccin trasera de la aeronave.

Resistencia al avance: Es la fuerza generada por reaccin 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

Redisear la estructura en aluminio de una Aeronave no Tripulada tipo Kadet Senior propiedad de la Universidad de San Buenaventura.

3.2. Objetivos Especficos

Analizar la configuracin estructural actual de la aeronave e identificar sus respectivas caractersticas.

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 aeronutica.

Determinar si el cambio de material que se va a realizar a la aeronave cumple con las propiedades mecnicas a los cuales est sometida y sus factores de seguridad.

Validar si es viable o no redisear la estructura de la aeronave en base a su misin actual.

3.3. Limitaciones y alcances

El presente documento solo contempla el diseo estructural para una aeronave Kadet Senior en aluminio con sus respectivas simulaciones en los programas de simulacin

computacional propiedad de la Universidad San Buenaventura. Por tal motivo, no se realizara la construccin de la aeronave con la nueva estructura propuesta.

Se establecer la configuracin de la nueva estructura en base los planos originales y conservando las restricciones geomtricas.

Se diseara la superficie alar como una estructura monocasco disminuyendo el nmero de costillas del ala y su peso utilizando aluminio como material de manufactura. Adems se cambiara el material del fuselaje de madera a aluminio conservando la estructura tipo truss. Adicionalmente se realiza el anlisis estructural para el tren de aterrizaje.

Se presentara este documento donde se presentan todos los resultados de la investigacin realizada as como las conclusiones y los anexos necesarios para el entendimiento total del estudio.

4. METODOLOGIA

Este proyecto est regido por el siguiente diagrama de flujo

Figura 1. Diagrama de flujo sobre metodologa

ENFOQUE DE LA INVESTIGACIN

Esta investigacin se desenvuelve en un enfoque emprico analtico.

LNEA DE INVESTIGACIN

En la lnea institucional de investigacin, teniendo en cuenta el proyecto educativo Bonaventuriano y algunas disposiciones generales de la universidad, es tecnologas actuales y sociedad. Para la sub-lnea de investigacin de la facultad y basados en el enfoque de la investigacin se ha concluido que es la instrumentacin y control de procesos. En la lnea de investigacin de la facultad se escoge por el diseo y construccin de aeronaves.

5. CRONOGRAMA DE ACTIVIDADES

Tabla 1. Cronograma de actividades.

1 2 3 4 5 6 7 8 9

Diagnstico de antecedentes

Evaluacin de antecedentes

Caracterizar la configuracin estructural actual de la aeronave

Diseo en computadora de la estructura

Anlisis de cargas y esfuerzos

Enmallado de la estructura en CFD

Anlisis de Resultados

Evaluacin de regulaciones aeronuticas

Informe Final

Tabla 2. Diagrama de Gantt del cronograma.

6. DESARROLLO DE INGENIERIA

6.1. ANALISIS GEOMETRICO

En este apartado se optara a determinar las diferentes propiedades geomtricas que existen en los elementos o componentes estructurales principales de la aeronave. Teniendo en cuenta, el centroide de estos y sus longitudes caractersticas para un posterior anlisis estructural (4). Entre las restricciones que se desarrollaran estn desde estimaciones de peso y longitud hasta estimaciones de rea de las costillas, vigas principales y formadores del fuselaje entre otros.

Actividades Fecha de InicioDuracin

(Semanas)Fecha final

Diagnostico de antecedentes 08/09/2014 1 15/09/2014

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

Diseo 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

CRONOGRAMA

Para un mejor anlisis y entendimiento de las relaciones geomtricas que se elaboran a continuacin, en el anexo A se encuentran los planos y el CAD de la aeronave Kadet Senior.

6.1.1. Estimacin de longitud

En esta seccin se encontraran las longitudes caractersticas del rea transversal de la costilla y partes principales del fuselaje, debido a que estas son necesarias para encontrar los concentradores de rea y posteriormente para un anlisis de la estructura.

Por lo tanto, usando CATIA V5 y dividiendo el perfil alar en las secciones donde estn los elementos de rigidez y vigas principales se prosigue a obtener las longitudes de intrads y extrads del perfil (figura 1).

Figura 2. Extrads e intrads.

Consecuentemente se prosigue a conocer las medidas que hay entre los concentradores de rea o booms, para la idealizacin estructural (Figura 2).

Figura 3. Distancia entre booms.

6.1.2. Ubicacin de reas y centroides

Con la ayuda del medidor de inercia CATIA V5, se continu obteniendo el rea total y la superficie transversal de la costilla, de las vigas y elementos de rigidez y de algunos

formadores del fuselaje. Tambin, se obtuvo las distancias de X y Y que son las

distancias donde estarn aplicadas las cargas transversales y momentos flectores que

puedan estar implcitos en el dicho anlisis. En la Tabla 3 se muestra la adquisicin de los parmetros anteriormente nombrados.

Figura 4. Centroide.

Tabla 1. Distancia de X barra y Y barra.

6.2. IDEALIZACION ESTRUCTURAL

6.2.1. ALA

Debido a la posicin de las vigas, se propuso la ubicacin de los concentradores de rea como se ve en la figura 3, sin embargo para obtener estos booms fue necesario aplicar la siguiente ecuacin (1):

(1)

Dnde:

t es el espesor.

B es la distancia entre concentradores de rea.

, es la relacion que existe entre esfuerzos axiales puntules en los booms.

X 159,816 mm

Y 10,149 mm

AREA TOTAL 0,012

Figura 5. Distancia entre booms

Como se puede evidenciar es necesario tener en cuenta un rea inicial de los elementos de rigidez y los espesores caractersticos de la piel y la viga, como se muestra en la siguiente tabla.

Tabla 4. Distancias y reas iniciales.

En la seccin anterior, se tuvo en cuenta y se analiz las caractersticas geomtricas de la costilla obteniendo las distancias entre concentradores de rea (Tabla 5), con el fin de poder aplicar la ecuacin correspondiente.

DISTANCIAS

1.2 0,187596 m

2.3 0,197045 m

3.4 0,186824 m

4.1 0,205659 m

2.3I 0,024382 m

1.4I 0,044414 m

Tabla 5. Distancias entre concentradores de rea.

Ya conociendo el eje neutro del perfil como se observ en la seccin anterior, se procede a conocer la relacin de esfuerzos puntuales en cada boom; ya que si se remite a la teora estos concentradores de rea soportaran estos dicho esfuerzos. Sin embargo, esta relacin de esfuerzos depende nicamente de las distancias entre el concentrador de rea y el eje neutral, por lo tanto al restar la distancia del boom con la eje neutro correspondiente se obtiene los siguientes datos (Tabla 6):

piel 0,001 m viga 1 0,00003

alma viga principal 0,003 m viga 2 0,000021

alma viga secundaria 0,003 m

AREAS INICIALESESPESORES

SIGMAS

1.2 0,443607743

1.4 -0,889683046

2.1 2,25424379

2.3 -1,338352354

3.2 -0,747187388

3.4 1,498530992

4.1 -1,121849943

4.3 0,667320199 Tabla 6. Relacin de esfuerzos puntuales en los concentradores de rea.

Usando la ecuacin correspondiente (Ecuacin 1), se remite a conocer las diferentes reas alrededor del perfil (Tabla 7), con el fin de conocer como la estructura se ver afectada debido al momento flector ejercido por la carga de sustentacin.

Tabla 7. Concentradores de rea.

6.2.2. FUSELAJE

El fuselaje de la aeronave Kadet posee un cambio en su seccin transversal a lo largo de su eje longitudinal, generando as un taperado sobre la estructura lo cual no ocurre en el ala; por tanto se propone realizar la idealizacin estructural teniendo en cuenta la seccin transversal que est sometida a un mayor momento produciendo mayores cargas puntuales sobre cada concentrador de esfuerzo y por tanto, asegurando que el resto de las secciones transversales del fuselaje no se vern afectadas por los momentos sobre los mismos.

Del mismo modo que se realiz la idealizacin estructural de la geometra del ala (4), se hace uso de la ecuacin 1 para hallar el rea de cada concentrador, teniendo en cuenta el espesor de las secciones y las distancias entre concentradores y respecto al eje neutro de la seccin, cabe recordar que la seccin transversal de la Kadet es de forma rectangular por tanto el eje neutro se halla a la mitad de la altura.

Al conocer el eje neutro, se procede a la relacin de esfuerzos puntuales en cada concentrador; al igual que la idealizacin del ala, esta relacin de esfuerzos depende de las distancias entre el concentrador de rea y el eje neutral, obteniendo as las distancias entre reas y relacin de sigmas. (Tabla 8 y 9):

1 0,000169116

2 0,000183808

3 0,000186351

4 0,000162654

CONCENTRADORES DE AREA

Distancias

1_4 192

1_2 120

2_3 192

3_4 120 Tabla 8. Distancias entre concentradores de rea.

SIGMAS

1 a 4 -1

1 a 2 1

2 a 1 1

2 a 3 -1

3 a 2 -1

3 a 4 1

4 a 3 1

4 a 1 -1 Tabla 9. Relacin de esfuerzos puntuales en los concentradores de rea

Al plantear las distancias y relacin de sigmas se es posible aplicar la ecuacin de idealizacin estructural, para determinar las reas y as ms adelante calcular los flujos cortantes; dando como resultado:

Boom rea

1 584,2

2 584,2

3 584,2

4 584,2 Tabla 10. Distancias entre concentradores de rea.

Figura 6. Seccin transversal fuselaje

6.3. Seleccin de material

Bajo los lineamientos del proyecto institucional formativo se plantea el cambio en el diseo estructural de la aeronave, y esto influye en un cambio del material base de la aeronave a uno metlico, el cual posea las propiedades ptimas para el diseo.

Los materiales metlicos a diferencia de los materiales en base de madera, son isotrpicos lo que significa que posee las mismas propiedades fsicas a lo largo de todo su material, mientras que la madera por ser un material orto trpico posee mayor o menor resistencia dependiendo de la direccin de las fibras.

A partir de los usos de los materiales metlicos en el uso aeronutico se determin que el material a usar deba ser uno de la serie 1 de aleacin, siendo aluminio puro, o pudiera ser un aluminio de la serie 7 de preferencia el 7075 ya que ambas aleaciones son las ms usadas gracias a sus propiedades mecnicas como resistencia a la corrosin, facilidad de maquinado y su alto mdulo de elasticidad.

6.4. Estimacin de pesos y centro de gravedad

A continuacin se hace una estimacin de los pesos que soporta la aeronave y una suma de estos, para encontrar el mximo peso de despegue (Tabla 11).

Estructura

Fuselaje 8000 g

Servos 220 g

Alas 4000g

Carena 50 g

Equipos

Receptor 22 g

servo 44 g

sistema piloto automtico 100 g

Equipo adicional 140 g

Transmisor de video 190 g

Cmaras 300 g

bateras 2530 g

sistema de comunicacin 140 g

controlador de velocidad 60 g

PESO APROXIMADO 15820g

Tabla 11. Estimacin de pesos

Debido a que se propuso un cambio de estructura en el ala y un cambio de material, es necesario encontrar el centro de gravedad total 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, 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.

En la siguientes tablas se muestra los pesos, las distancias y los momentos que generan todos los elementos que contiene el avion en el eje vertical y el eje longitudinal. Es importante aclarar que el eje de referencia o datum para hacer los siguientes calculos es la nariz del avion.

Tabla 12.Centro de gravedad en milmetros del eje longitudinal de la aeronave.

DESIGNACION PIEZA PESO (G) DISTANCIA DESDE EL DATUM (mm)MOMENTO

RC receptor 22 690 15180

BTRX bateria rx 130 600 78000

BTSRV bateria servos 300 180 54000

SRV1 servo1 44 490 21560

SRV2 servo2 44 490 21560

SRV3 servo3 44 1335,33 58754,52

SRV4 servo 4 44 1250 55000

SRV5 servo 5 44 150 6600

A/P sistema de piloto automatico 100 430 43000

AEQ equipo adicional 140 650 91000

TRV transmisor de video 190 700 133000

SDC sistema de comunicacin 140 550 77000

BTSDC bateria del sistema de comunicacin 300 218 65400

BTM bateria del motor 750 218 163500

CTV controlador de velocidad 60 430 25800

CAM1 camara 1 150 342 51300

CAM2 camara 2 150 412 61800

LTR Lastre 160 1200 192000

SUMATORIA 2812 1214454,52

CG

EJE LONGITUDINAL

431,8828307

Tabla 13.Centro de gravedad en milmetros del eje vertical de la aeronave.

6.5. DIAGRAMA V-n Y DIAGRAMA DE RFAGAS

El diagrama V-n y de rfagas representan un esquema sobre limitacin aerodinmicas y estructurales de la aeronave evitando as fallos en la integridad de la misma, con el fin de que la aeronave pueda realizar un vuelo seguro se tienen en cuenta los factores de carga mximos dados por regulacin australiana (5)(6), dando as un valor mximo de maniobra de 3,8 con un coeficiente de sustentacin mximo y factor de carga no menor a -1,5 cuando se tome en cuenta el coeficiente de sustentacin mnimo.

Estos valores de coeficientes de sustentacin fueron adquiridos por estudios anteriores sobre esta misma aeronave dando valores 1,26 para un coeficiente positivo, y un valor de -0.6 de coeficiente de sustentacin negativo. A partir de estos valores se es posible hacer uso de la ecuacin de sustentacin para determinar las velocidades de vuelo de la aeronave en un coeficiente de sustentacin mxima.

Despejando de la ecuacin anterior la velocidad, y relacionando la sustentacin al peso de la aeronave y al factor de carga da como resultado la ecuacin necesaria para graficar la primera parte del diagrama V-n

DESIGNACION PIEZA PESO (G) DISTANCIA DESDE EL DATUM (mm)MOMENTO

RC receptor 22 88,55 1948,1

BTRX bateria rx 130 72,25 9392,5

BTSRV bateria servos 300 54,26 16278

SRV1 servo1 44 223,09 9815,96

SRV2 servo2 44 223,09 9815,96

SRV3 servo3 44 92,8 4083,2

SRV4 servo 4 44 92,8 4083,2

SRV5 servo 5 44 48,61 2138,84

A/P sistema de piloto automatico 100 119,33 11933

AEQ equipo adicional 140 85,24 11933,6

TRV transmisor de video 190 144,79 27510,1

SDC sistema de comunicacin 140 139,19 19486,6

BTSDC bateria del sistema de comunicacin 300 128,16 38448

BTM bateria del motor 750 98,98 74235

CTV controlador de velocidad 60 46,17 2770,2

CAM1 camara 1 150 169,68 25452

CAM2 camara 2 150 32,14 4821

LTR Lastre 160 101,22 16195,2

SUMATORIA 2812 290340,46

CG

EJE VERTICAL

103,2505192

El resto del diagrama V-n se calcula bajo el mismo factor de carga mximo desde un valor de la velocidad de crucero hasta la velocidad de picada de la aeronave que segn las bibliografas indican que es de un valor 1,5 veces mayor al de la velocidad de crucero de la aeronave.

Por otra parte un factor muy importante es la que involucra el diagrama de rfaga que produce una variacin en el factor de carga que debe soportar la aeronave, y con base a este nuevo factor de carga obtenido se puede redisear la aeronave para que los diferentes valores de las velocidades de rfagas no afecten la estructura de la aeronave produciendo fallos. Ese nuevo factor de carga est determinado por:

Siendo U el valor de la rfaga, V es la velocidad de picada de la aeronave y Kg es el factor de alivio de la rfaga el cual depende de la relacin de masas de la aeronave.

6.5.1. AERONAVE SIN MODIFICACIN ESTRUCTURAL.

La aeronave Kadet sin alguna modificacin estructural tiene una velocidad de prdida de 10, 88 m/s y una velocidad de crucero de 21,22 m/s, estos valores se pueden hallar en los anexos sobre los diagramas V-n de la aeronave.

Figura 7. Diagrama V-n Kadet original

-2

-1

0

1

2

3

4

5

0 5 10 15 20 25 30 35

Fa

cto

r d

e c

arg

a n

Velocidad (m/s)

O-A

O-H

A-D

H-F

D-VD

Figura 8. Diagrama V-n y de rfaga Kadet original

Se puede observar el aumento del factor de carga al cual puede estar sometida la aeronave, un valor de factor de seguridad de 9 para una rfaga de 25,25 m/s, analizando las magnitudes de las velocidades esta velocidad de rfaga es incluso mayor a la velocidad de crucero de la aeronave, por tal motivo es razonable encontrar un factor de carga tan elevado.

6.5.2. AERONAVE MODIFICADA.

En la aeronave modificada, realizando el cambio estructural y cambiando el material a una aleacin de aluminio se obtiene un valor de peso distinto al de la aeronave convencional y por tanto la sustentacin debe aumentar, ya que para que la aeronave pueda alzar vuelo el valor de la fuerza de sustentacin debe ser superior al peso mximo de la aeronave con todos los implementos de la carga paga por tanto se determina de la misma manera que en la seccin anterior, las velocidades de perdida, crucero y de picada que debe llevar la aeronave para graficar el diagrama V-n, dando como resultados 16,53 m/s para la velocidad de perdida de la aeronave, una velocidad de 32,24 m/s de crucero y una velocidad de picada de 48,36 m/s.

-10

-8

-6

-4

-2

0

2

4

6

8

10

0 5 10 15 20 25 30 35

Fa

cto

r d

e c

arg

a n

Velocidad (m/s)

Figura 9. Diagrama V-n Kadet modificada

Figura 10. Diagrama V-n y de rfaga Kadet modificada

-2

-1

0

1

2

3

4

5

0 10 20 30 40 50 60

Fa

cto

r d

e C

arg

a

Velocidad m/s

O-A

A-D

O-H

D-VD

H-F

F-VD

-8

-6

-4

-2

0

2

4

6

8

0 10 20 30 40 50 60

Fa

cto

r d

e C

arg

a

Velocidad m/s

Se puede observar una disminucin en el factor de carga mximo de rfaga dependiendo de las velocidades de operacin de la aeronave con un valor mximo de 6,21 valores que ser tomado para la determinacin de las distribuciones de cargas, tomndolo as como un factor de seguridad para la estructura de la aeronave

6.6. DETERMINACION DE CARGAS

Para conocer los esfuerzos y flujos cortantes sobre la estructura cuando la aeronave est en operacin, es necesario tener en cuenta las cargas que son ejercidas a lo largo de la envergadura, por lo tanto el siguiente proceso se realizara para establecer las diferentes distribuciones de sustentacin y resistencia, de analtica y tambin posteriormente simulada en un software CFD.

6.6.1. Distribucin de Sustentacin

Debido a esta fuerza aerodinmica los componentes estructurales estn expuestos diferentes esfuerzos, ya que esta es la principal carga que afecta la integridad estructural de la aeronave (7).

Como es necesario determinar la distribucin de la sustentacin en funcin de la envergadura para conocer sus efectos en la estructura. Teniendo en cuenta que esta

(7), Que consta de obtener una distribucin de sustentacin para un ala elptica y trapezoidal, y luego hacer un promedio de estos.

.

6.6.1.1. Distribucin de sustentacin para un ala elptica

La siguiente ecuacin (2) se utiliza para obtener la distribucin elptica:

(2)

Dnde:

L, es sustentacin.

B, envergadura.

y, la distancia desde la raz hasta la punta del ala.

Es importante aclarar, que la distancia desde la raz hasta la punta del ala se dividi en 10 partes iguales, ya que la media envergadura consta de diez costillas, y tambin sabiendo que para un vuelo recto y nivelado la sustentacin es igual al factor de carga multiplicado por el peso, la expresin inicial se simplifica de la siguiente manera:

Se prosigui a realizar una tabla donde se muestra la distancia seleccionada, obteniendo los resultados de la sustentacin en funcin de la distancia (Tabla 14):

Y (m) L(Y) elptica (N/m)

0 600,3979091

0,102138 597,3883768

0,204 588,3005019

0,306414 572,7431019

0,408552 550,2737731

0,51069 519,9598416

0,612828 480,3183272

0,714966 428,7698696

0,817104 360,2387454

0,919242 261,7073811

1 122,2023772

1,02138 0 Tabla 14. Sustentacin elptica.

6.6.1.2. Distribucin de ala trapezoidal

Para hallar la distribucin trapezoidal se prosigui a usar la siguiente expresin (4):

(4)

Dnde:

Es el taper ratio.

Pero como el ala a analizar se caracteriza por ser recta, la distribucin de sustentacin se va a comportar de forma constante. Como en el caso anterior se seleccion las mismas distancias entre raz y punta del ala y se aplic la ecuacin (Tabla 15).

Y (m) L(Y) taperada (N/m)

0 471,5525178

0,102138 471,5525178

0,204 471,5525178

0,306414 471,5525178

0,408552 471,5525178

0,51069 471,5525178

0,612828 471,5525178

0,714966 471,5525178

0,817104 471,5525178

0,919242 471,5525178

1 471,5525178

1,02138 471,5525178 Tabla 15. Sustentacin ala trapezoidal.

6.6.1.3.

Conociendo las dos distribuciones de sustentacin, se propone aplicar el mtodo de sustanciacin por medio

de la siguiente ecuacin (7):

(5)

Teniendo en cuenta las mismas distancias, al aplicar el promedio entre las dos distribuciones de sustentacin (Tabla 16), se tiene que la distribucin de sustentacin para el ala recta se comporta de la siguiente manera (Figura 11).

Y (m) (N/m)

0 535,9752134

0,102138 534,4704473

0,204 529,9265099

0,306414 522,1478098

0,408552 510,9131454

0,51069 495,7561797

0,612828 475,9354225

0,714966 450,1611937

0,817104 415,8956316

0,919242 366,6299495

1 296,8774475

1,02138 235,7762589 Tabla 16

Figura 11. Distribucin de sustentacin.

6.6.2. Distribucin de carga cortante debido a la sustanciacin.

Con el fin de determinar la carga cortante sobre el ala debido a la fuerza de sustentacin, se hace el uso de la siguiente ecuacin que es indicada para las aeronaves que poseen una relacin de taperado de 1, tal y como es el caso de la Kadet. Al igual que en las distribuciones de cargas, se mantuvieron las divisiones sobre el ala, los valores se pueden observar en la tabla 17.

Y (m) V (N)

0 -481,6343106

0,102138 -433,4708795

0,204 -385,437597

0,306414 -337,1440174

0,408552 -288,9805864

0,51069 -240,8171553

0,612828 -192,6537242

0,714966 -144,4902932

0,817104 -96,32686212

0,919242 -48,16343106

1 -10,08179283

1,02138 0 Tabla 17. Distribucin de cargas cortantes debido a la sustentacin.

0

100

200

300

400

500

600

700

0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2

Distribucion de lift

L(Y) eliptica L(Y) taperada

Figura 12. Distribucin de cargas cortantes debido a la sustentacin.

6.6.3. Momento flector sobre el ala.

Del mismo modo como se determin la distribucin de cargas cortantes, se tiene la ecuacin (12) necesaria para determinar el momento flector debido a esta carga. Con la solucin de la ecuacin se obtiene la tabla 18 para poder graficar la distribucin (figura 13).

(12)

Y (m) M(N*m)

0 245,965826

0,102138 199,232319

0,204 157,524492

0,306414 120,523255

0,408552 88,5476974

0,51069 61,4914565

0,612828 39,3545322

0,714966 22,1369243

0,817104 9,83863304

0,919242 2,45965826

1 0,10777437

1,02138 0 Tabla 18. Momento flector debido a la sustentacin.

-600

-500

-400

-300

-200

-100

0

0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2

Ca

rga

Co

rta

nte

Media Envergadura

Carga Cortante (N)

Figura 13. Momento flector debido a la sustentacin.

6.6.4. Distribucin de arrastre

Del mismo modo que la sustentacin genera una carga sobre la estructura, existe otra fuerza conocida como la resistencia, que es la encargada de frenar la aeronave por medio de una fuerza ejercida en sentido contrario al de la direccin de la aeronave (7).

Al igual que es necesario determinar la distribucin de la sustentacin en funcin de la envergadura, se debe conocer la distribucin de la resistencia en funcin de la envergadura, pero para ello se deben determinar los coeficientes de resistencia parsitos e inducidos; el parasito es dependiente de la relacin entre rea hmeda y superficie alar de la aeronave, mientras que el inducido depende directamente del coeficiente de sustanciacin y por tanto de la misma distribucin de sustentacin.

(6)

El coeficiente de resistencia inducida depende del coeficiente de sustentacin y un factor K que es propio de cada aeronave, dependiente de la relacin de aspecto y la eficiencia del ala, este valor K se halla por medio de la siguiente ecuacin (7).

(7)

-50

0

50

100

150

200

250

300

0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2

Mo

men

to f

lect

or

Media envergadura

Momento Flector (N*m)

La eficiencia del ala se determin con la grfica de una variable delta dependiente de la relacin de aspecto (5.4) y la relacin de taperado (1), la ecuacin y la grfica de delta se muestran a continuacin.

Figura 14. Diagrama de eficiencia del ala.

Dando as un valor aproximado de eficiencia de 0.93.

En el caso del coeficiente de resistencia parasita se hace el clculo a partir de ecuaciones encontradas en la bibliografa las cuales vinculan un valor de un numero de Reynolds para determinar un coeficiente de friccin el cual se multiplica con la relacin de superficies de la aeronave, del rea hmeda; hallada por medio de herramientas de CAD el cual da un valor de 1,9; y la superficie alar de la aeronave con un valor de

0,7348 .

(8)

(9)

Y el nmero de Reynolds se relaciona con la cuerda media, la velocidad, densidad y la viscosidad dinmica del aire.

(10)

Tomando las condiciones de la ciudad de Bogot para determinar la densidad y la viscosidad, as como tambin se tom un valor de la velocidad hallado mediante el diagrama V-n, se tiene un valor de Reynolds de 420,714.285. Con base a este valor se puede aproximar a un valor de 421,000 Re y se determina el coeficiente de friccin con un respectivo valor de 0.005372.

Con los coeficientes de resistencia determinados se puede establecer la ecuacin en relacin a la sustentacin de la aeronave.

Figura 15. Distribucin de fuerza cortante debido a la resistencia al avance

6.6.4.1. Distribucin de carga cortante y momento flector debido a la resistencia al avance.

De la misma manera que se obtuvieron las distribuciones de cortantes y flectores de la carga distribuida de la sustentacin, es posible determinar las cargas debido a la distribucin de resistencia remplazando el peso por el valor del arrastre obtenido anteriormente, en las ecuaciones 11 y 12.

En la figura 16 se puede observar las distribuciones de cortante y en la figura 8 la distribucin de momento flector.

Figura 16. Distribucin de fuerza cortante debido a la resistencia al avance.

Figura 17. Distribucin de momento flector debido a la resistencia al avance.

-250

-200

-150

-100

-50

0

0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2

Ca

rga

Co

rta

nte

Media Envergadura

Distribucin De Fuerza Cortante (N)

-20

0

20

40

60

80

100

120

0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2

Mo

men

to F

lect

or

Media envergadura

Momento Flector (N*m)

Es importante establecer, que la variacin de las distribuciones previamente calculadas despende de la variacin de la relacin de taperado, sin embargo en este caso la relacin de taperado es igual a uno, lo que ayuda a simplificar el anlisis. Por otro lado, tal como sucede con las distribuciones de sustentacin estas distribuciones debidas a la carga del arrastre, produces una carga cortante y momento flector mayor en la raz.

6.6.5. Cargas En El Tren De Aterrizaje

6.6.5.1. Altura Requerida

Esta altura entre el suelo y la estructura de la aeronave, debe brindar ciertas caractersticas de seguridad para satisfacer la operacin ptima de la misma. (6)

Para el caso de esta aeronave, el tren de aterrizaje debe proporcionar equilibrio y satisfacer las cargas a las que est expuesta la aeronave durante el rodaje o en operacin. Para cumplir este requisito, se seleccionan los requerimientos bajo la regulacin FAR 23 seccin 23.925 (6) que especifica que esta altura del tren de aterrizaje no debe ser menos de 7 cm para aviones con tren en la nariz, teniendo en cuenta que esta altura est ligada a que las palas del motor no se expongan a fallas o daos estructurales debido a un posible contacto con la superficie de pista, cuando el avin este en despegue o en aterrizaje.

Para satisfacer una altura adecuada, se decide calcular un ngulo lmite, que se refiere a la rotacin mxima de la aeronave. Este ngulo establecido debe ser menor o igual al ngulo de incidencia, porque si esto ocurre lo ms seguro es que el fuselaje entre en contacto con el suelo durante el despegue y seguramente ocurra un dao estructural. Para conocer el ngulo de incidencia se procede a usar la siguiente ecuacin:

(19)

Donde:

Es el ngulo de incidencia, la distancia del tren de aterrizaje y la distancia entre el suelo y el fuselaje.

. Figura 18. Distancias originales del tren de aterrizaje de la Kadet Senior.

Donde:

h=140,27 mm

a=1000 mm

por lo tanto, usando la ecuacion 19 el angulo de incidencia sera:

Ya obtenido el angulo de incidencia, 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.

Se porcede a calcular la altura total del tren, que sera el resultado de la suma de la distancia de rotacion con la altura original del tren de aterrizaje, dando una altura total del 170,56 mm.

6.6.5.2. Reacciones en los apoyos del tren de aterrizaje

En base a lo anterior, se aplica el peso de despegue en el centro de gravedad, y se ubican las fuerzas o reacciones en las llantas del tren de aterrizaje, teniendo en cuenta que el movimiento de estos apoyos estan restringidos en el eje x, lo que trae como consecuencia una carga en el eje y por cada llanta (Figura 19).

Figura19. Reacciones en los apoyos.

Luego de establecer las principales cargas a las que se expone la aeronave cuando esta esttica, se proponen tres ecuaciones de equilibrio para conocer las fuerzas que se ejercen en el tren cuando est en contacto con el suelo, todo esto considerando que las fuerzas estn siendo aplicadas con referencia al eje y.

(20)

(21)

(22)

Donde d1 es 400 mm, d2 es 330 mm y Wt es el peso de despegu que es de 155,1942 N.

Al despejar F2 de la ecuacin de momentos igualados a cero, teniendo como referencia que en el sentido de las manecillas del reloj el momento es negativo y opuesto al mismo sentido es positivo. Se concluye que el modelo matemtico queda de la siguiente forma:

Ya obtenido F2 se procede a calcular F1, remplazando en la ecuacin 21, obteniendo que F1 sea igual a 27,158 N.

6.6.6. Centro de gravedad del avin

Debido a que se propuso un cambio de estructura en el ala y un cambio de material, es necesario encontrar el centro de gravedad total 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, 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.

En la siguientes tablas se muestra los pesos, las distancias y los momentos que generan todos los elementos que contiene el avion en el eje vertical y el eje longitudinal. Es importante aclarar que el eje de referencia o datum para hacer los siguientes calculos es la nariz del avion.

6.7. DETERMINACIN DE FLUJOS CORTANTES.

En el anlisis 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 sustentacin en el ala, o el peso de la aeronave en la seccin transversal del fuselaje, y as poder ver como es la variacin 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).

6.7.1. DETERMINACIN DE FLUJOS CORTANTES EN EL ALA

6.7.1.1. CONFIGURACIN ESTRUCTURAL.

Para empezar a establecer los correspondientes flujos cortantes en la seccin trasversal del ala, es necesario considerar la configuracin estructural, que costa de dos vigas en C a lo largo de toda la envergadura del ala, tres formadores o costillas y la piel que se considera como un componente estructural que soporta las cargas cortantes durante la operacin de la aeronave (8). Esta disposicin propuesta pretende que los gaps de las vigas logren soportar todas las cargas o esfuerzos directos debidos a la flexin generada por las fuerzas aerodinmicas, tambin 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. En la figura 20 se puede observar la configuracin estructural del ala que se propuso para el siguiente anlisis.

Figura 20. Configuracin estructural del ala.

Aunque las costillas o formadores del ala solo tienen la funcin de darle rigidez y forma a la misma en esta configuracin previamente establecida, es importante considerar que todas las cargas van a ser direccionadas para los elementos de rigidez y la piel del ala (10).

Por lo tanto, la posicin de la viga principal est determinada por el mayor espesor del perfil, 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. Por otro lado, es indispensable determinar la longitud de los gaps, la cual se establece como un tercio de la longitud asociada.

6.7.1.2. DETERMINACIN DE FLUJOS.

Ya estableciendo una configuracin estructural del ala se procede a plantear un mtodo para la determinacin de esfuerzos a lo largo del ala, con el fin de identificar el comportamiento de la estructura cuando esta est expuesta a las cargas aerodinmicas (9). Teniendo en cuenta las condiciones ms crticas de vuelo a la que puede estar expuesta la aeronave, se plantea a continuacin seis puntos de vital importancia en el rea trasversal del ala para analizar e identificar cmo se comporta la estructura cuando est expuesta a estas cargas (Figura 21 y Tabla19).

Figura 21. Puntos escogidos para ser analizados mediante el anlisis de flujos cortantes.

COMPONENTES

1 Cap superior viga P.

2 Cap superior viga S.

3 Cap inferior viga S.

4 Cap inferior viga P.

5 Borde de ataque.

6 Seccin media.

7 Borde de fuga.

8 Alma viga principal

9 Alma viga secundaria Tabla 19. Puntos de anlisis del ala.

Teniendo en cuenta, que esta configuracin estructural fue previamente idealizada obteniendo de esto, cuatro concentradores de rea, se procede a calcular las propiedades geomtricas, con el fin de conocer los flujos cortantes, esfuerzos directos en cada concentrador y dems cargas.

A continuacin se muestran las caractersticas geomtricas de la costilla de raz (tabla 13), debido a que va a ser la costilla que soportar la carga mxima debida a la sustentacin y al arrastre como se vio anteriormente.

Figura 22. Caractersticas geomtricas de la costilla de raz.

Tabla 20. Caractersticas geomtricas de la costilla de raz.

6.7.1.2.1. Calculo del momento de inercia

Como en las secciones anteriores se obtuvieron las reas correspondientes que van a soportar los esfuerzos directos (Tabla 21) (8), se procede a obtener las distancias caractersticas de cada boom hacia el eje neutro, teniendo en cuenta que como se estn aplicando dos momentos flectores en el sistema, existirn dos ejes neutros; uno en el eje x y uno en el eje y. A continuacin, en la Tabla 14 se pueden apreciar las distancias obtenidas gracias al software CATIA V5.

DISTANCIAS Y BARRA DISTANCIAS X BARRA

1 0,023505 0,064657

2 0,010427 0,122924

3 0,013955 0,122924

4 0,020912 0,064657 Tabla 21. Distancias dadas en metros del eje neutro hacia cada concentrador de rea.

a 0,095043 [m]

b 0,187698 [m]

c 0,097042 [m]

d 0,046345 [m]

e 0,003 [m]

_ 0,001 [m]

1 0,001

2 0,006

3 0,003

COTA

distancia entre viga 1 y viga 2

distancia entre viga 2 hasta borde de fuga

viga1

viga 2

SECCION

distancia del borde de ataque hasta viga 1

espesor de la piel

area celda 1

area celda 2

area celda 3

Ya con las distancias caractersticas, se utiliza las siguientes ecuaciones para calcular los momentos de inercia y el producto de inercia.

(13)

(14)

(15)

Donde X y Y son las distancias del centroide hacia el boom. En la siguiente tabla se muestra los valores obtenidos al utilizar las ecuaciones 13,14 y 15 (Tabla 22).

MOMENTOS DE INERCIA

Ixx 2,20839E-07

Iyy 6,98021E-06

Ixy 1,0322E-06 Tabla 22. Momentos y producto de inercia de la geometra de la costilla de raz dados en

6.7.1.2.2. Anlisis De Esfuerzos Normales

Como se nombr anteriormente el anlisis estructural se establece para la costilla de raz, sin embargo cuando se estableci la caracterizacin estructural de la seccin transversal del ala, se afirm que solo los booms o concentradores de rea van a soportar esfuerzos directos o normales.

Se tiene en cuenta, que la geometra de la costilla no es simtrica ya que tiene una curvatura preestablecida y adems est siendo afectada por dos momentos flectores, por lo tanto la ecuacin para hallar los esfuerzos directos es la siguiente:

(16)

Donde es el momento debido a la resistencia de arrastre, el momento debido a la sustentacin, es la distancia del eje nuetro hacia el boom y tambin. Sin embargo, se debe tener en cuenta que estas distancias sern negativas o positivas dependiendo si el rea est expuesta a tensin o a compresin debido a la direccin del momento flector como se muestra en la siguiente figura (Figura 12).

. Figura 23. Signos de las distancias entre concentrador de rea y eje neutro.

Luego de saber que signo tiene la correspondiente distancia que se muestra en la figura, se procede a obtener la distancia por geometra (Tabla 23).

DISTANCIAS Y DISTANCIAS X

1 -0,023505 0,064657

2 -0,010427 -0,122924

3 0,013955 -0,122924

4 0,020912 0,064657

Tabla 23. Distancias entre boom y eje neutro en metros.

La tabla 24 lista el valor de los esfuerzos axiales en cada concentrador de esfuerzo teniendo en cuenta que el valor positivo es a tensin y el negativo a compresin como se muestra en la convencin anteriormente ilustrada.

ESFUERZOS DIRECTOS (BOOMS)

boom1 -47921007,3

boom2 -24067749,34

boom3 106034043,3

boom4 39203978,33

Tabla 24. Esfuerzos directos en los booms en pascales.

Como se puede observar, el primer concentrador de rea tiene el esfuerzo a compresin mximo debido a que los dos momentos flectores comprimen esa seccin, sin embargo, en el cuarto concentrador de rea se encuentra el mximo esfuerzo directo a tensin debido a que en esa regin al contrario que en la anterior, los dos momentos flectores intentan tensin esa regin.

6.7.1.2.3. Anlisis de esfuerzos cortantes

Para conocer los esfuerzos cortantes presentes en los diferentes componentes de la configuracin estructural del perfil, es necesario establecer los flujos cortantes a los que est expuesto el perfil.

Para utilizar este mtodo, es necesario dividir el rea total de la costilla entre tres, debido a que esta rea est divida por las vigas en C como se mostr anteriormente. Para determinar el valor de los tres flujos cortantes totales, primero se debe analizar la estructura como una seccin abierta y luego obtener un sistema de ecuaciones lineales de la multicelda (7) para obtener los flujos cerrados y as, poder obtener todos los flujos totales del sistema.

Para realizar el anlisis de flujos cortantes en seccin abierta, es necesario comprender que la costilla est sometida a dos cargas transversales y no es simtrica, por lo tanto se tiene que utilizar la siguiente ecuacin:

(17)

Teniendo en cuenta que las cargas transversales son y .

Sin embargo, debido a que la seccin de la costilla se analiza como una multicelda, se debe hallar unos deltas del flujo en cada concentrador de rea y en cada celda, ya que el flujo cortante vara respecto al rea del boom (Tabla 25).

Tabla 25. Flujos cortantes abiertos en cada seccin de la costilla en N/m.

Ya analizando el sistema como una seccin abierta, se procede a analizar la costilla como una seccin cerrada, utilizando las siguientes ecuaciones para obtener un sistema de tres por tres y encontrar una solucin al problema.

(16)

(17)

(18)

1.2 -520,849733

2.3 0

1.4I -8323,17277

1.4 0

2.3I 4374,37883

4.3 -571,962179

FLUJOS ABIERTOS

Donde es una relacin entre de booms que entrelaza la longitud entre estos y el espesor. En la siguiente tabla, se muestra los valores obtenidos de para cada relacin de booms.

DELTAS

1.2 187,596

2.3 197,045

3.4 186,824

4.1 205,659

1.4I 14,8046667

2.3I 8,12733333

Tabla 26. Se muestran los diferentes para cada relacin de booms.

Finalmente, se remplazan los valores en las ecuaciones 16, 17 y 18 y se resuelve el sistema de ecuaciones, con el fin de encontrar los flujos cortantes cerrados.

FLUJOS CORTANTES

q1 (celda1) 7337,37668

q2(celda2) -66,1958

q3(celda3) 463,92161

viga principal -7793,03

viga secundaria 7280,4496

Tabla 27. Se muestran todos los valores de los flujos cortantes en N/m.

Luego del clculo de los flujos cortantes es posible determinar el valor de los esfuerzos cortantes de puntos en especfico de la estructura o de los elementos que soportan estos flujos, conociendo su espesor. En la tabla 13 se muestra los resultados del esfuerzo cortante en cada seccin.

ESFUERZOS CORTANTES

CELDA 1 7337376,68

CELDA 2 -66195,8

CELDA3 463921,61

viga principal 2597676,667

viga secundaria -2426816,533

Tabla 28. Esfuerzos cortantes sobre la estructura.

6.7.2. DETERMINACION DE FLUJOS CORTANTES EN EL FUSELAJE.

As como se realiz la determinacin de los flujos cortantes en el ala, en el fuselaje tambin se encuentran estas cargas internas que producen una variacin en el esfuerzo cortante a lo largo de la estructura y para evitar los fallas que afecten la integridad de la aeronave, en el ala las cargas que podan incidir en el flujo cortante era la carga de sustentacin que la misma produca, pero en el fuselaje se deben tener en cuenta tanto el peso de toda la aeronave, como los pesos de todos los elementos de carga paga que este lleve.

6.7.2.1. CONFIGURACIN ESTRUCTURAL.

La aeronave Kadet Senior posee en el fuselaje una estructura tipo Truss o Arriostrada constante hasta seccin en donde se ubica el ala, despus la estructura empieza a cambiar su seccin transversal convirtindola en una seccin taperada la cual ayuda aerodinmicamente al fuselaje. El anlisis de esta seccin taperada se puede realizar indicando que los esfuerzos directos son soportados por los flanches, o por la web, pero en el presente proyecto se realiza el anlisis suponiendo que los esfuerzos directos los soportan los flanches, teniendo en cuenta la idealizacin estructural realizada en la parte 6.2.2 del proyecto sobre la idealizacin en la mayor seccin transversal del fuselaje para que de esa forma el resto de la estructura no se viera afectada por tener una seccin transversal menor.

Figura 24. Seccin transversal del fuselaje.

Al tener todas las secciones laterales con la misma rea en los concentradores se esfuerzo se puede empezar a realizar los clculos sobre el taperado tanto longitudinal como transversal de la seccin para analizar as el cambio del flujo a lo largo del taperado de la aeronave, y consiguientemente el cambio en el esfuerzo cortante que soportara la estructura por estar taperada

Figura 25. Vista lateral Kadet Senior idealizada.

Figura 26. Viste de techo Kadet Senior idealizada.

6.7.2.2. DETERMINACIN DE FLUJOS.

Teniendo en cuenta el taperado de la aeronave se plantea realizar el clculo de 3 secciones transversales para un posterior anlisis del comportamiento del flujo cortante y as tener una fuente comparativa con los resultados obtenidos mediante herramientas computacionales de anlisis estructural, en este caso se har uso del mdulo WORKBENCH del paquete de ANSYS.

Para comenzar a realizar los clculos de los flujos, se debe revisar la teora de las secciones taperadas y tener en cuenta los factores que varan en el anlisis de las secciones taperadas, como lo son el momento que se genera en las distintas secciones del fuselaje, la variacin de distancia de la fuerza transversal a las diferentes secciones taperadas, los momentos de inercia de cada seccin y las cargas producidas por el taperado. Cada una de las secciones a analizar se ver sometida a la carga generada por el peso de la aeronave con un valor de 115,11 N (15,48kg). Para las secciones taperadas las bibliografas proponen una tabla la cual posea el concentrador de esfuerzo a analizar, su distancia al eje neutro, el rea que posee, el esfuerzo normal que produce la carga puntual, una carga P del taperado con sus respectivas componentes y la relacin entre los cambios de secciones transversales. Para realizar los anlisis se necesita saber los momentos aplicados en cada seccin debido a la carga del peso por medio de la ecuacin del esfuerzo normal.

(a)

En donde M es el momento generado en la seccin debido a la sumatoria de momentos respecto al DATUM con un valor de 12569,6452 N*m, c es la distancia de

los elementos respecto al eje neutro de la figura y es el momento de inercia.

6.7.2.2.1. DETERMINACION DE FLUJO DE SECCIN ABIERTA.

6.7.2.2.1.1. Seccin sin taperado

El anlisis de esta seccin se puede realizar desde el punto donde el fuselaje hace contacto con el borde de ataque del perfil, hasta la seccin en donde empieza el taperado del fuselaje, ya que en esa parte se posee la misma seccin transversal y por tanto el anlisis con la carga del peso ser constante en esta parte del fuselaje. Para realizar el clculo se realiza el corte en la parte superior de la seccin transversal en donde esta los concentradores de esfuerzos 1 y 2, y al aplica la ecuacin de flujo de seccin abierta se determinan los flujos como se muestra en la tabla (x)

Flujo seccin abierta

qb(1-4) -1,199122083

qb(4-3) 0

qb(3-2) 1,199122083

Tabla 29. Flujos de seccin abierta

6.7.2.2.1.2. Seccin media del taperado

Teniendo en cuenta el taperado del fuselaje se plante el anlisis de la seccin transversal ubicada a 898.17mm respecto al DATUM hallado en los planos de la aeronave. Debido al cambio en la seccin transversal, el centroide de esta seccin vara gracias a que la altura seria de 157.5mm, hallndose 78,75mm respecto a un eje de referencia de la parte inferior de la seccin. El momento de inercia de esta seccin

es de 14491811,3 con este ltimo valor obtenido se puede realizar la tabla propuesta dando como resultado la siguiente tabla (a).

BOOM DISTANCIA (m)

AREA (m^2)

ESFUERZO NORMAL(MPa) Ps (N) dx/dz dy/dz Pxi(N) Pyi (N)

1 78,75 584,2 0,06830475 39,9036355 -0,06535266 -0,11992909 -2,60780876 -4,78560651

2 78,75 584,2 0,06830475 39,9036355 0,06535266 -0,11992909 2,60780876 -4,78560651

3 -78,75 584,2 -0,06830475 -

39,9036355 0,06535266 0,07925748 -2,60780876 -3,16266169

4 -78,75 584,2 -0,06830475 -

39,9036355 -0,06535266 0,07925748 2,60780876 -3,16266169

TOTAL 0 -15,8965364

Tabla 30. Determinacin de cargas por taperado

Con los resultados de la tabla anterior se puede hacer uso de la sumatoria de las cargas del taperado y as determinar el valor de la carga transversal que afecta la seccin a analizar, dando como resultado que la sumatoria de Pxi es igual a cero y la carga Pyi tiene un valor neto de -15,8965364 N, valor que ser reemplazado en la ecuacin

Dando as un valor de la carga Sy,w de -99,2192356 N, carga que ser usada en el clculo de los flujos de la seccin abierta. Una vez determinada la carga se reemplaza en la ecuacin de flujo de seccin abierta usada anteriormente planteando la carga hallada con anterioridad.

Al realizar el corte para realizar el anlisis de la seccin cerrada entre los booms 1 y 2, y tal como es una superficie simtrica, tericamente el flujo de 3 a 4 debe ser igualmente cero, a continuacin se muestra los valores obtenidos de los flujos.

Flujo seccin abierta

qb(1-4) 0,3149817

qb(4-3) 0

qb(3-2) -0,3149817

Tabla 31. Flujo seccin abierta

6.7.2.2.1.3. Seccin final del taperado

Esta seccin transversal est ubicada a 1408mm respecto al DATUM hallado de igual forma en los planos de la aeronave. El cambio en la seccin transversal da que el centroide de esta seccin puede hallarse sobre 11mm respecto a un eje de referencia de la parte inferior de la seccin. El momento de inercia de esta seccin es de

1703527,2 y se puede proceder a la tabla propuesta dando como resultado la siguiente tabla (32).

BOOM DISTANCIA (m)

AREA (m^2)

ESFUERZO NORMAL(MPa) Ps (N) dx/dz dy/dz Pxi (N) Pyi (N)

1 27 584,2 0,19922219 116,385603 -0,03551136 -0,05326705 -4,13301149 -6,19951723

2 27 584,2 0,19922219 116,385603 0,03551136 -0,05326705 4,13301149 -6,19951723

3 -27 584,2 -0,19922219 -116,385603 0,03551136 0,04474432 -4,13301149 -5,20759447

4 -27 584,2 -0,19922219 -116,385603 -0,03551136 0,04474432 4,13301149 -5,20759447

TOTAL 0 -22,8142234

Tabla 32. Determinacin de cargas por taperado

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, dando como resultado que la sumatoria de Pxi es igual a cero y la carga Pyi tiene un valor neto de -22,8142234 N, valor que ser reemplazado en la ecuacin

Dando as un valor de la carga Sy,w de -92,1973486 N, y del mismo modo de la seccin transversal anterior se hace uso de la ecuacin de flujo abierto dando como resultado.

Flujo seccin abierta

qb(1-4) 0,853679154

qb(4-3) 0

qb(3-2) -0,853679154

Tabla 33. Flujo seccin abierta

6.7.2.2.2. DETERMINACION DE FLUJO DE SECCIN CERRADA.

6.7.2.2.2.1. Seccin sin taperado

La determinacin del flujo de seccin cerrada se realiza a partir de la sumatoria de los momentos de la carga transversal Sy y del torque sobre la seccin en funcin del flujo de seccin cerrada y las reas entre concentradores de esfuerzos.

Despejando la ecuacin planteada con los momentos se determina el valor de flujo de seccin cerrada dando un valor de 0.449671 N*mm, y con base a este valor se puede obtener el flujo total sabiendo que la suma del flujo de seccin cerrada y el flujo de seccin abierta, dando los valores de los flujos totales.

Flujo total

qs(1-4) -0,749451083

qs(4-3) 0,449671

qs(3-2) 1,648793083

qs(2-1) 0,449671

Tabla 34. Flujo total de la seccion

6.7.2.2.2.2. Seccin media del taperado

Al igual que flujo de seccin abierta cambia debido a las fuerzas internas producidas por el taperado, estas fuerzas inciden directamente en el clculo del flujo de seccin abierta, tanto con la carga Sy,w como las cargas P en cada concentrador de esfuerzo que puedan generar un momento respecto a un concentrador de esfuerzos aleatorio, en este caso se propone realizar la sumatoria de momentos sobre el concentrado numero 4 dando como un resultado la ecuacin 123124.

Teniendo las reas entre los concentradores de esfuerzo, se puede determinar el qs,o dando como resultado un valor de -0.157491 N/mm y asi se puede determinar el flujo cortante total de la seccin dando como resultado la siguiente tabla

Flujo total

qs(1-4) 0,1574907

qs(4-3) -0,157491

qs(2-3) -0,4724727

qs(2-1) -0,157491

Tabla 35. Flujo total de la seccin.

6.7.2.2.2.3. Seccin final del taperado

En esta seccin final del taperado el flujo de seccin abierta tambin cambia debido a las fuerzas internas producidas por el taperado, al igual que la seccin anterior, se propone realizar la sumatoria de momentos sobre el concentrado numero 4 dando como un resultado la ecuacin 123124.

Teniendo las reas entre los concentradores de esfuerzo, se puede determinar el qs,o dando como resultado un valor de -0.854177 N/mm y se procede a determinar el flujo cortante total de la seccin dando como resultado la siguiente tabla

Flujo total

qs(1-4) -0,000497846

qs(4-3) -0,854177

qs(2-3) -1,707856154

qs(2-1) -0,854177

Tabla 36. Flujo total de la seccin.

6.8. ANLISIS COMPUTACIONAL

Las herramientas de anlisis computacional son de gran utilidad en el campo de la aeronutica para hacer aproximaciones a los casos reales mediante los mtodos de elementos finitos tal y como los usa el Software ANSYS WORKBENCH para resolver los problemas estructurales que se deseen analizar. Bajo este criterio se decidi realizar un anlisis computacional de los elementos ms importantes de la aeronave como lo son, el ala, el fuselaje y finalmente el tren de aterrizaje, con los resultados obtenidos se puede obtener una validacin de los clculos obtenidos tericamente.

6.8.1. ALA

6.8.1.1. Pre procesamiento

Una vez determinado y seleccionado el material a usar, adems de determinar los esfuerzos y cargas principales en la configuracin estructural del ala previamente establecida, se procede a realizar el anlisis estructural por medio de elementos finitos usando el software ANSYS Workbench, con el fin de comparar los resultados obtenidos con el mtodo de flujos cortantes y poder lograr un anlisis ms preciso de toda la estructura, para saber si es viable usar la modificacin establecida del ala.

Como primer paso se debe importar las caractersticas del material al software, por lo tanto es importante recordar que el ala consta de dos vigas en c, tres formadores o costillas y la piel, adems que todos estos elementos estructurales se proponen en aluminio 7075-T6.

Posteriormente, es necesario hacer la geometra del ala a analizar en el designmodeler de Workbench, con el fin de que el anlisis sea mucho ms sencillo (Figura 25).

Figura 25. Geometra del ala.

Como segundo paso, se realiza el enmallado de la geometra del ala. Es muy importante considerar los ngulos, curvaturas o partes irregulares de la estructura ya que en estas secciones el resultado puede ser errneo. Por lo tanto se propone una malla triangular tetradrica sobre las costillas y la piel, debido a que estos elementos se acomodan de una mejor manera en las secciones irregulares adems se determin a usar un mtodo de elementos cuadrados en la viga para una fcil y eficaz enmallado.

Adems de los mtodos propuestos en la funcin de Ansys, tambin se realiz un refinado en los agujeros de reduccin de peso, ya que posiblemente en estos se puedan concentrar esfuerzos a lo largo del anlisis. En la tabla 37 se puede observar la lista de caractersticas de la malla adems de nmero de elementos y numero de nodos usados.

PROPIEDADES

CUERPOS 12

CUERPOS ACTIVOS

12

NODOS 120402

ELEMENTOS 68857 Tabla 37. Caractersticas de la malla.

Figura 26. Malla propuesta para FEA.

6.8.1.2. Solucionador

En el proceso de la solucin por mtodos de elementos finitos, despus de haber aplicado las cargas y enmallado todo el sistema de una forma apropiada, se busca una solucin al sistema. Obteniendo de esta los esfuerzos cortantes mximos, la deformacin total de la estructura correspondiente cuando est expuesta a las cargas consideradas, el esfuerzo normal mximo, el factor de seguridad por fluencia entre otros.

Conociendo la distribucin de sustentacin y de arrastre, adems de las restricciones geomtricas del modelo, se divide la media envergadura en un nmero determinado de

secciones en este caso 20 para empezar a determinar la forma de aplicacin de cargas.

Para determinar las cargas puntuales de sustentacin y de arrastre se procede a multiplicar cada porcin divida por la carga distribuida que le corresponda (Tabla 38).

POSICIN LIFT DRAG

0 54,74343635 7,2694166

0,048325 54,74343635 7,2694166

0,09665 54,74343635 7,2694166

0,144975 54,58974254 7,2490075

0,1933 54,58974254 7,2490075

0,241625 54,12563386 7,18737821

0,28995 54,12563386 7,18737821

0,338275 53,331133 7,08187592

0,3866 53,331133 7,08187592

0,434925 52,18364685 6,92950048

0,48325 52,18364685 6,92950048

0,531575 50,63554468 6,72392699

0,5799 50,63554468 6,72392699

0,628225 48,61109218 6,45509862

0,67655 48,61109218 6,45509862

0,724875 45,978564 6,10552349

0,7732 45,978564 6,10552349

0,821525 42,47874802 5,64078064

0,86985 42,47874802 5,64078064

0,918175 37,44684978 4,97259159

0,9665 37,44684978 4,97259159 Tabla 38. Cargas de sustentacin y arrastre a lo largo de la media envergadura.

Luego de establecer las 20 fuerzas de sustentacin y de arrastre, se plantea la ubicacin de estas por medio del comando remote force, para aplicar las fuerzas a lo largo de la envergadura con las coordenadas ya propuestas (Figura 27).

Adems de las cargas de sustentacin y de arrastre es necesario tener en cuenta como la gravedad puede afectar el proceso, por la tanto se usa el comando Standard Earth Gravity (Figura 16).

Ya teniendo en cuenta todas las cargas aerodinmicas sobre la estructura, se debera proponer una restriccin de movimiento en puntos de sujecin que tiene el ala en comn con el fuselaje, sin embargo como solo se est analizando el ala se propone una restriccin de la raz tomado la media envergadura como si fuera una viga en catilever, con el fin de darle simplicidad al anlisis (Figura16).

Figura 27. Fuerzas aplicadas en el ala.

6.8.1.3. Post procesamiento

En la solucion del sistema se planteo el comportamiento de los esfuerzos de Von Misses, la deformacion total, el factor de seguridad por fluencia, esfuerzos cortantes y esfuerzos directos.

5.6.1.2. Esfuerzos cortantes

Segn los resultados del anlisis de elementos finitos sobre el ala propuesta, se determinan las secciones ms crticas con base en el esfuerzo cortante sobre las secciones transversales con su debido valor dada por los contornos de esfuerzos. Como se ve en la imagen sobre el esfuerzo cortante, se puede determinar que en la raz del ala especficamente en el borde de ataque el esfuerzo cortante es mximo, debido a que en ese punto las cargas transversales tienen un valor mximo en relacin a las distribuciones de sustentacin y arrastre.

Figura 28. Esfuerzo cortante sobre el ala.

Figura 29. Esfuerzo cortante sobre la costilla.

Los resultados del anlisis computacional por elementos finitos sobre el ala se puede hallar en el anexo nmero 1 y es comparable con los clculos realizados sobre las cargas cortantes sobre las costillas de la aeronave tal y como se mostr en la seccin 6.7. en la siguiente tabla se muestra el dato maximo optenido en la seccion 6.7 con el fin de hacer una comparacion del analisis por metodo de flujos cortantes con el de elementos finitos.

Tabla 39. Esfuerzo cortante sobre el ala.

ELEMENTOS FINITOS

CELDA 1 7337376,68 77652200

CELDA 2 66195,8 455340

VIGA PRINCIPAL 2597676,667 2254600

ANALISIS TEORICO

ESFUERZOS CORTANTES

Haciendo una comparacion etre los datos obtenidos, 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, sin embargo los valores con los dos analisis propuestos son parcialmente diferentes o desvarian un poco.

5.6.1.2. Esfuerzos normales

otro parametro importante que se debe tener en cuenta, son los esfuerzos normales o directos a lo largo de la seccion trasversal. En la siguiente imagen se muestran los valores arrojados por el analisis de elementos finitos.

Figura 30. Esfuerzo normal sobre el ala.

Como se ve en los contronos de esfuerzos normales, la estructura sigue siendo afectada en la raiz, sin embargo como se puede observar la distribucion de formadores y elementos estructurales siguen soportando de una forma adeacuada las cargas implementadas en ala, sin estar expuesto a una carga o esfuerzo demasiado alto que pueda sobrepasar el esfuerzo maximo y proporcionar una falla en la estructura.

Figura 31. Esfuerzo normal sobre las costillas.

Por otro lado, teniendo en cuenta el analisis teorico de flujos cortantes tambien se determino los valores de esfuerzos directos, sin embargo en este caso se tuvo en cuenta que solo los concentradores de area van a resistir estos esfuerzos para simplificar el analsis, debido a esto puede existir una variacion en los resultados. En la siguiente tabla se muestran los resultados obtenidos por elementos finitos y por el metodo de flujos cortantes.

Tabla 40. 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.

ANALISIS DE FLUJOS ANALISIS FEA

-47921007,3 -49187000

-24067749,34 -29822000

10603404,33 10905500

39203978,33 37953000

boom1

ESFUERZOS DIRECTOS (BOOMS)

ESFUERZOS DIRECTOS (BOOMS)

boom2

boom3

boom4

6.8.2. FUSELAJE

Tal y como se realiz el anlisis computacional de los esfuerzos sobre el ala se debe tener en cuenta el anlisis sobre el fuselaje, incluso sin que este haya cambiado su estructura principal, para as determinar como el cambio de material y propiedades de la aeronave como el peso y resistencia de cargas afectan la integridad del fuselaje. Se sigui haciendo uso del software WORKBENCH para el anlisis esttico de la estructura para calcular las secciones ms crticas del fuselaje.

6.8.2.1. Pre procesamiento

Antes de realizar el anlisis computacional del fuselaje se deben tener en cuenta los factores como la estructura, su complejidad, como simplificarla para que el anlisis por mtodo de elementos finitos consuma un menor costo computacional y ofrezca resultados comparables a la realidad y los obtenidos.

Comenzando por el anlisis geomtrico del fuselaje, su estructura principal es arriostrada o de tipo Truss por tal motivo se puede asumir como una armadura con una seccin transversal determinada; ANSYS WORKBENCH ofrece la posibilidad de asignarle a , por tal motivo se es posible simplificar la construccin de la geometra generado la estructural en lneas y dndoles la seccin transversal de la siguiente forma.

Figura 32. Estructura idealizada del fuselaje

Y al realizar operaciones de trasladar y simetra de la geometra se puede generar la estructura completa y para as poder realizar el enmallado apropiado para la estructura.

Figura 33. Fuselaje en WorkBench

La realizacin del enmallado de la estructura se hace bajo una malla estructurada de forma de cuadrados dominante ya que no posee ningn cambio de seccin abrupto tal como pasa en el ala, donde toca tener nodos triangulares para que se acoplen mejor a la geometra del perfil y los orificios reductores de peso.

Figura 34. Enmallado de la estructura del fuselaje.

La malla consta de 15552 nodos y 7813 elementos para poder realizar el anlisis, las operaciones sobre la malla fueron determinarle el mtodo de cuadrados dominantes, y una operacin de para dejar un espacio entre elementos de 2mm, cabe resaltar que la calidad de los anlisis por medio de elementos finitos aumenta respecto a la cantidad de elementos que se vayan definir.

6.8.2.2. SOLUCIONADOR

Antes de que el programa comience a solucionar y determinar los esfuerzos sobre las vigas de la estructura, se deben establecer las cargas sobre si, estas cargas son las producidas tanto por el peso de la aeronave, como la generada por la sustentacin en la raz del ala, el peso de esta misma, el peso del empenaje, y los diferentes pesos de la carga paga de la aeronave que estuviesen dentro del fuselaje segn los anexos de los planos de la aeronave. Los componentes tomados en cuenta se muestran en la siguiente tabla.

DESIGNACIN COMPONENTE CARGA (N) DISTANCIA RESPECTO AL DATUM (mm)

RC Receptor 0,2158 88,5

BTRX Batera Rx 1,275 72,25