Tesis David Varas

UNIVERSIDAD CARLOS III DE MADRID

TESIS DOCTORAL

Estudio experimental y numrico del comportamiento e de tanques integrados de combustible frente a impacto de alta velocidad

Autor: DAVID VARAS DOVAL Ingeniero Industrial Director: Prof. Dr. D. RAMON ZAERA POLO

DEPARTAMENTO DE MECANICA DE MEDIOS CONTINUOS Y DE ESTRUCTURAS TEORIA

Legans, 2009 e

TESIS DOCTORAL

ESTUDIO EXPERIMENTAL Y NUMERICO DEL COMPORTAMIENTO DE TANQUES INTEGRADOS DE COMBUSTIBLE FRENTE A IMPACTO DE ALTA VELOCIDAD

Autor: David Varas Doval Director: Prof. Dr. D. Ramn Zaera Polo o

Firma del Tribunal CalicadorPresidente:

Vocal:

Vocal:

Vocal:

Secretario:

Calicacin: o

En Legans, a e

de

2009

A los que vengan

AgradecimientosEn primer lugar quiero agradecer al profesor Ramn Zaera todo su apoyo, comprensin y o o ayuda durante la realizacin de esta tesis, sus consejos y conocimientos han sido de gran o valor para su nalizacin. Gracias por la libertad y conanza que me has concedido en o todo momento y por contagiarme tu entusiasmo y optimismo. Trabajar junto a ti estos aos ha sido un placer. n A Jos Fernndez por reclutarme para la causa, dndome la oportunidad de trabajar e a a y aprender en el grupo de Dinmica y Fractura de Elementos Estructurales. Gracias por a los nimos y la conanza depositada en m y en mi trabajo. a A Carlos Navarro por sus consejos y apoyo. A mis compaeros de Departamento, sin duda un grupo de personas excepcional humana y n profesionalmente, por su ayuda, apoyo y amistad. Gracias por esos ratos en los desayunos. A Jorge Lpez, el segundo de a bordo, por sus consejos, ayuda, asistencia informtica, o a nimos y conanza. Tambin por esas comidas y charlas de los viernes. a e A Angel Arias, por sus constantes nimos, consejos y conanza en mi trabajo. a A Jos Antonio Loya, por la ayuda prestada, los consejos y los nimos. e a A la gente de abajo, David, Ins, Pepe y Sergio (aunque algunos ya estn arriba) por e a su ayuda en toda la parte experimental. Especialmente a Sergio, por esos ensayos a horas intempestivas, por las ideas y consejos, por tu disposicin, por las cenas de los d de o as

ensayo y por las conversaciones. Gracias. A la gente del otro lado, Karlos, Guadalupe, David y Rolando. Gracias por la amistad y los momentos compartidos. A mis compaeros de despacho, especialmente a Jorge y Nacho por los buenos y malos n ratos, por las charlas y los silencios, por vuestra amistad y ayuda. A mi familia y amigos, especialmente a mis padres, que an sin entender muy bien cmo u o me met en esto, me han dado su apoyo, nimos y ayuda incondicional. Gracias por ser a as e inculcarme una serie de valores por encima de todo lo dems. a Por ultimo, y de manera muy especial a Beln. Por sus nimos en momentos dif e a ciles, por su apoyo incondicional, por su comprensin y paciencia en todos estos aos. Gracias por o n hacerme todo este tiempo de tesis mucho ms fcil, gracias por tu alegr y tus ganas de a a a disfrutar la vida. Gracias por cruzar junto a m otra l nea de meta ms para, despus de a e tomar aire, continuar nuestro camino hacia la siguiente.

ResumenLos impactos a alta velocidad sobre tanques de combustible estn considerados como a amenazas de gran importancia en relacin con la vulnerabilidad de las aeronaves, ya que o dichos tanques ocupan una gran parte de las alas, y stas representan la mayor supercie e expuesta de todos los elementos estructurales susceptibles de recibir cualquier tipo de impacto. En esta Tesis Doctoral se ha estudiado el comportamiento de tanques de aluminio, conteniendo uido, frente a impacto de alta velocidad. Se ha analizado, tanto por medio de una metodolog experimental como numrica, la inuencia de dos factores sobre la respuesta a e estructural del tanque: la velocidad de impacto y la fraccin de llenado del tanque. o Para la realizacin de los ensayos experimentales se ha empleado un sistema neumtico o a de impulsin, a travs del cual se han lanzado proyectiles a distintas velocidades, y una o e cmara de alta velocidad capaz de lmar el proceso de penetracin del proyectil en el a o uido. Las simulaciones numricas se han realizado mediante un cdigo comercial de elee o mentos nitos, empleando dos tcnicas diferentes (ALE y SPH) para evaluar la capacidad e predictiva de cada una de ellas en este tipo de problemas de impacto. Mediante el anlisis de los resultados se ha conseguido una mayor comprensin del fenmeno a o o de Golpe Hidrodinmico, que puede contribuir a su atenuacin en futuros diseos de tana o n ques de combustible. En este sentido, el desarrollo y validacin del modelo de simulacin o o empleado permitir facilitar el diseo y reducir el nmero de ensayos experimentales. a n u

AbstractHigh speed impacts on uid-lled tanks are considered as one of the most important threats in aircraft vulnerability, since the fuel tanks represent the largest exposed area of all the vulnerable components. In this Ph.D. Thesis the behavior of uid-lled aluminium tanks subjected to high-velocity impact has been studied. An experimental and numerical methodology has been employed to analyze the inuence of two dierent factors on the tank structural behavior: impact velocity and volume fraction. To perform the experimental tests, a pneumatic boost system, to launch projectiles at dierent velocities, and a high-speed camera, which is capable of record the penetration process of the projectile into de uid, have been used. The numerical simulations have been carried on by means of a nite element commercial code, applying two dierent approaches (ALE and SPH) to evaluate its predictive capacity in this kind of impact problems. The results analysis have allowed a better understanding of the Hydrodynamic Ram phenomenon, which could contribute to attenuate it on future fuel tanks designs. On this way, the development and validation of the simulation model used will make the design process easier and reduce the number of experimental tests.

Indice general

1. MOTIVACION Y OBJETIVOS 1.1. Motivacin. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . o 1.2. Objetivos. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1.3. Contenido. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

1 1 5 6

2. ANTECEDENTES 2.1. Tanques integrados de combustible. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

9 9

2.1.1. Estructura de un ala. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 10 2.2. Impactos sobre tanques con uido en su interior. . . . . . . . . . . . . . . . 13 2.2.1. Golpe hidrodinmico. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 14 a 2.3. Estudios experimentales. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 17 2.4. Estudios numricos y anal e ticos. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25

3. MATERIAL Y METODO EXPERIMENTALES

35

3.1. Introduccin. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 35 o

vii

INDICE GENERAL

3.1.1. Factores considerados. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 36 3.2. Espec menes a ensayar. Montaje e instrumentacin. . . . . . . . . . . . . . 37 o 3.3. Dispositivos experimentales. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 40 3.3.1. Sistema neumtico de impulsin y cmara de ensayos. . . . . . . . . 41 a o a 3.3.2. Cmara de alta velocidad y sistema de iluminacin. . . . . . . . . . 42 a o 3.3.3. Sistema de adquisicin de datos. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 45 o 3.4. Proyectil y casquillos. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 45 3.5. Procedimiento de ensayo. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 47 3.6. Medida del desplazamiento de las paredes de los tubos. . . . . . . . . . . . 48

4. ANALISIS DE LOS RESULTADOS EXPERIMENTALES

51

4.1. Introduccin. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 51 o 4.2. Imgenes del proceso de impacto. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 51 a 4.3. Posicin y velocidad del proyectil. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 56 o 4.4. Presin en el uido. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 58 o 4.5. Deformacin de los tubos impactados. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 63 o 4.6. Deformacin en bandas extensomtricas. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 68 o e

5. METODO DE SIMULACION Y VALIDACION DEL MODELO NUMERICO 73

5.1. Introduccin. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 73 o

viii

INDICE GENERAL

5.2. Modelizado del tanque y del proyectil. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 74 5.3. Modelizado del uido. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 77 5.3.1. Modelo ALE. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 78 5.3.2. Modelo SPH. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 81 5.4. Validacin numrica. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 83 o e 5.4.1. ALE vs SPH. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 83 5.4.2. Resultados en tubos parcialmente llenos. . . . . . . . . . . . . . . . 91 6. ANALISIS DE LOS RESULTADOS NUMERICOS

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6.1. Introduccin. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 97 o 6.2. Tubo completamente lleno. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 98 6.3. Tubo parcialmente lleno. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 107

7. CONCLUSIONES Y TRABAJOS FUTUROS

115

7.1. Conclusiones . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 115 7.2. Trabajos futuros . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 118

Bibliograf a

121

ix

INDICE GENERAL

x

Cap tulo 1

MOTIVACION Y OBJETIVOS

1.1.

Motivacin. o

A la hora de disear un elemento estructural puede ser de gran inters conocer su comporn e tamiento frente a cargas impulsivas si ste es susceptible de sufrir, durante su vida util, e impactos de distinta naturaleza. Si las cargas impulsivas se corresponden con impactos de alta velocidad, este inters cobra especial relevancia para determinadas reas industriales, e a como la aeronutica, donde los elementos estructurales que en ella se emplean muestran a una especial vulnerabilidad a este tipo de impactos. No es dif encontrar situaciones en cil las que una aeronave sufre cargas de estas caracter sticas. Durante el despegue o aterrizaje, determinados componentes estructurales de un avin pueden recibir el impacto de o una piedra o de algn otro slido situado sobre la pista; asimismo, fuselaje, alas, estabiu o lizadores, radomo o gndolas pueden ser impactados durante el vuelo por aves, granizo o o incluso algn pequeo fragmento que haya podido desprenderse de una turbina. Algunos u n ejemplos del efecto de estos impactos quedan patentes en la Figura 1.1. En el campo de la aviacin militar, el ejemplo ms evidente de impacto corresponde al de un proyectil o a enemigo (Figura 1.2).

1

1. MOTIVACION Y OBJETIVOS

(a) Impactos de granizo (www.nuestroclima.com).

(b) Impactos de aves (http://airvoila.com/aviones-impactados-por-aves).

Figura 1.1: Distintos efectos de impactos sobre diferentes elementos de aeronaves.

Los impactos sobre tanques de combustible son considerados de especial importancia en el estudio la vulnerabilidad de las aeronaves, ya que dichos tanques ocupan una gran parte de las alas, y stas representan la mayor supercie expuesta de todos los elementos e susceptibles de recibir cualquier tipo de impacto. En la guerra de Vietnam se puso de maniesto la vulnerabilidad de aviones y helicpteros cuando sobrevolaban zonas a poca o altura y eran alcanzados en los tanques de combustible por proyectiles disparados por pequeas armas desde tierra. El combustible que se perd por el oricio del impacto n a pod incendiarse y provocar una explosin, con la consiguiente prdida de la aeronave. a o e Adems, cuando un objeto impacta y penetra en un tanque con uido en su interior, a transere parte de su energ cintica al uido y, a travs de ste, a las paredes del a e e e tanque, de tal modo que la interaccin entre el uido y la estructura causan un gran dao o n estructural, provocando el fallo catastrco de dicho tanque y de otros elementos contiguos o

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1.1 Motivacin. o

Figura 1.2: Izqda.: F-14 impactado por un misil. Dcha.: F-15 Eagle en vuelo(http://es.wikipedia.org/wiki/F-15 Eagle).

a ste. A este fenmeno se le conoce como Golpe Hidrodinmico (Hydrodynamic Ram, e o a HRAM). En un conicto ms reciente, en la operacin Tormenta del Desierto llevada a o a cabo durante la primera contienda entre EEUU e Irak, se observ que el 75 % de las o prdidas de aviones estaban relacionadas con el sistema de combustible [1]. Se deb e an principalmente a tres causas: fuego, explosin y Golpe Hidrodinmico, siendo este ultimo, o a segn las estad u sticas, el ms letal de los tres [2]. El fenmeno del Golpe Hidrodinmico a o a es especialmente peligroso en aviones que han sido diseados para conseguir una gran n ligereza y que generalmente emplean celdas de combustible integradas en las alas. Aunque la vulnerabilidad de las aeronaves frente a los impactos sobre tanques de combustible est habitualmente relacionada con los aviones militares, no se limita unicamente a a stos. La NASA se encontr con el mismo problema cuando part e o culas a hipervelocidad impactaban sobre los tanques de ox geno l quido de las naves espaciales [3]. Tras llevar a cabo una serie de estudios para analizar el fenmeno, decidieron resolver el problema o por medio de unos delgados parachoques metlicos que cubr los tanques. Con este a an sistema las part culas se fragmentaban de modo que los tanques pod soportar la carga an distribuida generada por las liger simas part culas. Esta solucin, de utilidad en el camo po de impactos a hipervelocidad, no se puede aplicar para la proteccin de los aviones, o

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donde los impactos se producen a reg menes de velocidad menos elevados. En la aviacin o civil tambin hay ejemplos de lo graves que pueden resultar los impactos sobre tanques e de combustible. En 1990, a ra de una serie de accidentes areos que ven ocurriendo z e an desde 1979 en aviones comerciales, la Federal Aviation Administration (FAA) de EEUU pone en marcha el Programa de Investigacin para la Prevencin de Fallos Catastrcos o o o en Aviones. El objetivo de este programa era prevenir que se produjeran fallos severos y, si no pudieran evitarse, al menos mitigar sus efectos de modo que el avin pudiera continuar o su vuelo hasta aterrizar de modo seguro sin causar v ctimas. Una de las reas de estudio a de este programa fue el anlisis del efecto de la penetracin de pequeos fragmentos, que a o n pudieran desprenderse de las turbinas, en los tanques de combustible [4], poniendo de maniesto la importancia de este tipo de impactos que pod originar la prdida total an e de un avin. Otro caso, ocurrido en el ao 2000 y que tuvo gran impacto meditico, fue el o n a accidente de un Concorde instantes despus de despegar del Aeropuerto Charles de Gaue lle en Par En el informe nal de la investigacin llevada a cabo, se apunta al impacto s. o sobre el tanque de combustible de un fragmento de neumtico, producto del reventn de a o una de las ruedas del tren de aterrizaje del propio Concorde, como uno de los principales causantes del accidente [5]. El reventn se produjo por un fragmento metlico presente en o a la pista que se desprendi del avin que despeg instantes antes del Concorde. El impacto o o o del neumtico provoc la deformacin de las paredes del tanque de combustible, lo que, a o o unido a una fuerte onda de presin y probablemente a otros impactos de menor importano cia, gener tensiones lo sucientemente grandes como para provocar el fallo e incendio del o mencionado tanque. En la Figura 1.3 se muestra el fragmento que ocasion el reventn o o de uno de los neumticos, uno de los trozos de neumtico recogidos despus del accidente a a e y el Concorde en llamas en el momento del despegue. Los fenmenos que se dan en este tipo de impactos donde existe interaccin entre estruco o tura y uido son altamente no lineales y, por tanto, la modelizacin del comportamiento o de los elementos sometidos a ellos es compleja. No obstante, esta tarea es necesaria si se quiere disponer de una herramienta de anlisis y diseo capaz de predecir la respuesta de a n

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1.2 Objetivos.

Figura 1.3: Accidente del Concorde en el ao 2000. Izqda.: Fragmento metlico origen del n areventn. Centro: Restos del neumtico. Dcha.: Concorde en llamas (www.primeraclase.com). o a

los elementos sometidos a impactos de esta naturaleza, y as poder aumentar las probabili dades de supervivencia de una aeronave. Para una adecuada validacin de la herramienta o de simulacin resulta imprescindible disponer de resultados experimentales cuantitativos o que, adicionalmente, puedan aportar informacin para el anlisis del problema. o a

1.2.

Objetivos.

La presente Tesis Doctoral tiene como primer objetivo el anlisis del fenmeno de impaca o to a alta velocidad sobre tanques de combustible integrados de aluminio que contienen uido en su interior. Para ello se han empleado metodolog tanto experimentales como as numricas. Los factores analizados, elegidos por su previsible inuencia en el comportae miento de los tanques anteriormente mencionados cuando son sometidos a impactos de alta velocidad, son: la velocidad de impacto y la fraccin de llenado del tanque. o El segundo objetivo est orientado hacia la puesta a punto y validacin de una metodoa o log de modelizacin, que permita simular el fenmeno de Golpe Hidrodinmico, para su a o o a posterior utilizacin como herramienta de anlisis y diseo. o a n Para la consecucin de los objetivos propuestos, ha sido necesario completar las siguientes o

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tareas:

Diseo y fabricacin de los casquillos empleados en el lanzamiento de los proyectiles n o a distintas velocidades. Realizacin de ensayos de impacto sobre tubos de aluminio conteniendo uido en o su interior, variando la velocidad y la fraccin de llenado. o Medicin de los desplazamientos y deformaciones de las paredes de los tubos as como o de la presin en distintos puntos del interior del uido. Adems se ha lmado el o a proceso de penetracin del proyectil en el uido y de la formacin de la cavidad que o o ste genera. e Desarrollo de dos modelos numricos distintos (ALE y SPH) para la simulacin del e o Golpe Hidrodinmico, y posterior validacin mediante los resultados experimentales a o obtenidos. Anlisis de la capacidades de estos dos mtodos de simulacin numrica para la a e o e eleccin del ms adecuado para la resolucin del problema considerado. o a o

1.3.

Contenido.

Esta tesis se ha dividido en 7 cap tulos, siendo ste el primero de ellos. En el segundo e cap tulo se realiza una introduccin a los tanques de combustible y al fenmeno del Golpe o o Hidrodinmico. A continuacin se desarrolla una revisin bibliogrca de los estudios a o o a existentes en la literatura, atendiendo a los dos aspectos centrales de la tesis: trabajos experimentales, y modelos numricos y anal e ticos desarrollados. El tercer cap tulo est dedicado al desarrollo experimental. Se describen los materiales a elegidos y los dispositivos experimentales empleados, as como la metodolog de ensayo. a

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1.3 Contenido.

En el cuarto cap tulo de esta tesis se presentan y analizan los resultados experimentales obtenidos. El quinto cap tulo se dedica a detallar el modelo numrico empleado para la realizacin e o de las simulaciones, desarrollado mediante el cdigo comercial de elementos nitos LSo DYNA, y su validacin. o En el sexto cap tulo se analizan los resultado obtenidos mediante el modelo numrico e empleado. En el ultimo cap tulo se recogen las conclusiones fundamentales de la tesis y se proponen posibles l neas de desarrollo futuro de los trabajos realizados.

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Cap tulo 2

ANTECEDENTES

2.1.

Tanques integrados de combustible.

Los aviones, ya sean comerciales o militares, utilizan gran parte de su estructura para situar una serie de tanques de combustible que satisfagan el gran consumo de sus motores. Los tanques suelen estar distribuidos principalmente a lo largo de las alas y en la zona central del avin (Figura 2.1). Adems se encuentran interconectados entre s de tal forma o a que, por medio de un sistema de bombeo, se proporciona el combustible que las turbinas requieren. Este sistema tambin se encarga de distribuir el uido entre los tanques e facilitando la estabilidad de la aeronave e incluso la realizacin de ciertas maniobras. o Dentro de los distintos tipos de tanques de combustible, el ms empleado debido a su a ligereza y facilidad de fabricacin es el tanque integrado. Este tipo de tanque est formado o a por la propia estructura del ala del avin, de modo que queda integrado en la misma. Para o comprender mejor la conguracin de estos depsitos se detalla a continuacin cmo es o o o o la estructura de un ala y cules son sus componentes estructurales. a

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2. ANTECEDENTES

Figura 2.1: Esquema de distribucin de tanques de combustible en un avin. o o

2.1.1.

Estructura de un ala.

En la Figura 2.2 se muestra el esquema de la estructura de un ala. Sus principales componentes son los siguientes:

Largueros. Se trata de vigas que se extienden a lo largo de las alas proporcionando resistencia a exin a stas. Se pueden considerar como los elementos principales del o e soporte de la estructura. En los aviones de fuselaje ancho suele haber tres largueros en la ra dos de ellos forman la caja de torsin, y el tercero asegura la forma del z, o ala cerca del encastre. Entre los largueros anterior y posterior estn situados los a depsitos de combustible. o Las fuerzas que soporta el ala var a lo largo de la envergadura, por lo que los an largueros pueden ser de seccin variable a lo largo de sta, reduciendo de este modo o e el peso estructural. Las secciones empleadas pueden variar segn los requerimientos u del ala y el perl de las vigas, pudiendo ser rectangulares, en I o en doble T. Otros tipos de largueros son los de Armadura y los de Alma Llena. En los primeros, las dos platabandas se unen entre s con elementos diagonales y/o verticales que pueden estar vinculados por remachado, bulonado o soldadura, de modo que constituyen el alma del larguero. Los largueros de Alma Llena consisten en dos platabandas

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2.1 Tanques integrados de combustible.

Figura 2.2: Estructura de un ala (www.oni.escuelas.edu.ar). unidas por medio de una chapa que forma el alma. En el caso de que el alma sea muy alta, deben incluirse refuerzos verticales para aumentar la estabilidad de la chapa. Normalmente el alma presenta oricios realizados para disminuir su peso, facilitar las tareas de mantenimiento y pasar conductos y cables. Costillas. Son los componentes que dan forma al perl del ala. Adems transmiten a la carga del revestimiento a los largueros y proporcionan resistencia a torsin al ala. o Se encuentran intercaladas perpendicularmente a los largueros manteniendo as la distancia entre stos (Figura 2.2). Suelen tener oricios para eliminar material no e necesario y aligerar peso. Junto con los largueros, dan forma a los depsitos de o combustible y deben estar preparadas para resistir qu micamente el contacto con este ultimo. Segn su funcin se pueden encontrar distintos tipos de costillas. u o Costillas de compresin. Se encargan de unir los largueros entre s y transmitir o y distribuir los esfuerzos entre ellos. Se sitan en los lugares donde aparecen u esfuerzos locales y no siempre se disponen perpendicularmente a los largueros,

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2. ANTECEDENTES

orientndose en ocasiones en diagonal. a Costillas Maestras. Mantienen distanciados los largueros y dan rigidez a los elementos (Figura 2.2). Costillas Comunes. Su tarea es la de mantener la forma del perl y transmitir las fuerzas interiores a los largueros. Falsas costillas. Unicamente sirven para mantener la forma del revestimiento. Se colocan entre el larguero y el borde de ataque o fuga (Figura 2.2). En la Figura 2.3 se muestra con ms detalle una costilla y algunos de los elementos a que la componen.

Figura 2.3: Detalle de una costilla (www.oni.escuelas.edu.ar).

Revestimiento. El revestimiento es la parte externa del ala. Proporciona y mantiene la forma aerodinmica del ala y a del medio externo el combustible alojado a sla en su interior. Hay dos tipos de revestimiento: el No Resistente o Pasivo (como el

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2.2 Impactos sobre tanques con uido en su interior.

fabricado con tela) y el Resistente o Activo (metlico o materiales compuestos). a Este ultimo tipo de revestimiento contribuye a la resistencia estructural soportando los esfuerzos de traccin, compresin, exin, torsin y cortante, permitiendo de o o o o este modo eliminar piezas de refuerzo de la estructura del ala y obteniendo conguraciones fuertes y ligeras. El revestimiento se ja a la estructura del ala mediante remaches que deben ser de cabeza hundida para ofrecer la m nima resistencia al avance. Larguerillos. Son pequeas vigas que se sitan entre costillas y que transmiten la n u carga soportada por el recubrimiento a stas. Pueden estar integrados en el propio e revestimiento formando una sola pieza.

La estructura reticular de las alas de avin hace que los tanques integrados de combustible o sean los ms empleados en todo tipo de aeronaves, tal y como ya se ha comentado. a Actualmente su uso est disminuyendo en los aviones comerciales debido a la utilizacin a o de otro tipo de tanques que emplean distintos materiales y que son considerados menos vulnerables a sufrir fallos debido a impactos. No obstante todav existen numerosos a aviones, como el Boeing 737 o el 747 entre otros, en los que estos tanques estn presentes. a Sin duda, donde ms se emplea este tipo de depsito de combustible es en pequeas a o n aeronaves y en los aviones de combate, puesto que proporcionan ligereza y capacidad de aprovechamiento del espacio para depositar combustible, lo que se traduce en una mayor autonom de vuelo. En la Figura 2.4 se muestra la estructura del ala del avin de a o combate Euroghter Typhoon, donde se aprecian las celdas de combustible formadas por los espacios existentes entre largueros y costillas.

2.2.

Impactos sobre tanques con uido en su interior.

La industria aeronutica militar siempre ha estado interesada en el estudio de los fenmea o nos de impacto sobre tanques de combustible, pues la supercie asociada a stos es la ms e a

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2. ANTECEDENTES

Figura 2.4: Estructura de ala de Euroghter Typhoon (www.euroghter.com). expuesta a ser alcanzada por algn tipo de proyectil. Hasta la dcada de los 90 apenas u e se publicaban trabajos sobre este tema, pues las investigaciones realizadas pertenec an a agencias militares que restring el acceso a su documentacin. Sin embargo, tras la an o sucesin de distintos accidentes en aviacin civil y el inicio del programa de investigacin o o o promovido por la FAA, mencionado en el cap tulo anterior, las compa aeronuticas se nas a interesaron por este tipo de impactos. De este modo el fenmeno de impacto de tanques o de combustible pas de ser un problema exclusivo de la industria militar, a ser tenido en o consideracin por toda la industria aeronutica. o a

2.2.1.

Golpe hidrodinmico. a

No se pueden estudiar los impactos sobre estructuras que contienen uido en su interior sin conocer el fenmeno llamado Golpe Hidrodinmico (Hydrodynamic Ram, HRAM). o a Cuando un fragmento o proyectil penetra en un tanque de combustible, pierde velocidad a medida que atraviesa el interior debido a las fuerzas de resistencia ejercidas por el l quido. Parte de la energ cintica del proyectil se emplea en desplazar el uido, generando a e

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2.2 Impactos sobre tanques con uido en su interior.

una sobrepresin en este medio; a este fenmeno se le denomina Golpe Hidrodinmico. o o a La presin originada por el impacto se transmite a las paredes del tanque (largueros, o costillas y revestimientos), provocando su deformacin y posterior dao estructural. Un o n efecto adicional es el aumento de tamao del oricio de entrada del fragmento que ocasiona n la prdida de gran cantidad de combustible, con el consiguiente riesgo de incendio. e En el proceso del Golpe hidrodinmico se pueden distinguir varias fases, cada una de a ellas contribuye de distinta manera y con diferente importancia al dao estructural del n componente (Figura 2.5):

Figura 2.5: Fases del Golpe Hidrodinmico. a

Fase de choque. Esta fase se inicia en el momento en que el proyectil perfora la pared del tanque e impacta sobre el combustible. En ese momento, el proyectil acelera el uido y genera una onda de choque hemisfrica centrada en el punto de impacto. e Como la onda de presin se propaga a lo largo de la pared de entrada, sta debe o e soportar grandes presiones en un breve periodo de tiempo, lo que puede provocar estados de tensin localizados cerca del oricio de entrada. Si estas tensiones son lo o sucientemente grandes, generarn suras y el desgarro de la pared. a La intensidad del campo de presin generado var segn la cantidad de energ o a u a

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2. ANTECEDENTES

transmitida al uido por el proyectil durante el impacto inicial, es decir, depende de la forma, la masa y la energ cintica inicial del proyectil, adems de las propiedades a e a del uido y de las paredes del tanque. Aunque el valor mximo del pulso de presin a o es elevado, ste disminuye rpidamente con la inversa de la distancia al punto de e a impacto. En resumen, la fase de choque se caracteriza por un campo de presin intenso pero o de corta duracin que contribuye principalmente al dao de la pared de entrada. o n Fase resistente. En esta fase, el proyectil va perdiendo velocidad segn atraviesa el u uido debido a la fuerza de resistencia que ofrece el combustible. La energ cintica a e perdida por el proyectil se emplea en desplazar el uido de su trayectoria, generando un campo de presiones que se transmitir a las paredes del tanque. Al contrario de a lo que ocurre en la fase de choque, el uido es acelerado de forma gradual y no impulsiva. Esto hace que el valor mximo del pulso de presin sea mucho menor, a o pero su duracin mayor. El movimiento del uido y la presin suelen continuar o o incluso despus de que el proyectil abandone el tanque. e La fase resistente tiene una mayor duracin que la fase de choque, ya que transcurre o durante el recorrido del proyectil dentro del tanque, y puede generar grandes daos n estructurales. Fase de cavitacin. Esta fase se produce de forma simultnea a la fase resistente, o a durante el tiempo en que el proyectil atraviesa el interior del tanque. Durante la fase resistente, el proyectil comunica una velocidad radial al uido de tal modo que se forma una cavidad detrs del proyectil. La expansin y posterior a o colapso de la cavidad constituyen la fase de cavitacin. Una vez que el proyectil sale o del tanque, la cavidad contina expandindose hasta adquirir una forma cercana u e a la esfrica. Despus su tamao comienza a disminuir hasta colapsar y volver a e e n expandirse. Este ciclo puede repetirse varias veces hasta que la cavidad desaparece por completo. En cada uno de estos colapsos y crecimientos de la cavidad se producen

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2.3 Estudios experimentales.

pulsos de presin signicativos. o Fase de salida. Esta fase se inicia en el momento en el que el proyectil perfora la pared de salida del tanque. Al contrario de lo que ocurre con el impacto de entrada, el proyectil sale del tanque impactando sobre una pared pretensionada. Esta pretensin es generada por el uido que el proyectil ha acelerado y desplazado o hacia la pared de salida. La combinacin de esta precarga y el impacto pueden o provocar la aparicin de extensas suras radiales en la pared de salida, as como o una forma caracter stica de ptalos (petalling) en el oricio de salida. En algunos e casos, la presin que precede al impacto del proyectil es lo sucientemente grande o como para iniciar las suras antes de que se produzca el impacto. Finalmente, la cavidad formada en la fase anterior oscila hasta provocar que el uido se derrame a travs de los oricios generados en el impacto. e

2.3.

Estudios experimentales.

Tal y como se ha comentado anteriormente, el estudio de impactos sobre tanques de combustible ha sido promovido esencialmente, hasta hace dos dcadas, por la industria militar, e que siempre ha mostrado un gran inters por el fenmeno del Golpe Hidrodinmico. Para e o a tratar de entender mejor el citado fenmeno y la interaccin que se produce entre uido o o y estructura, varios grupos pertenecientes al Departamento de Defensa de los Estados Unidos dedicaron en los aos 70 cuantiosos recursos a su investigacin. n o El Naval Weapons Center (NWC) ubicado en China Lake, California, fue uno de los mencionados grupos. En este centro se dirigi un proyecto sobre el Golpe Hidrodinmico o a consistente en la realizacin de una serie de ensayos bal o sticos con distintos tipos de proyectiles, midiendo la presin en varios puntos en el interior del uido. Los impactos o se realizaban sobre placas de diversos materiales que se colocaban en la parte frontal de un contenedor cbico de acero de 1.5 m de lado y abierto por su parte superior. La u

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2. ANTECEDENTES

parte posterior del contenedor estaba reforzada para que el proyectil no la perforara. El objetivo de estos ensayos era obtener informacin sobre las presiones generadas y analizar o cmo se ven stas afectadas por los distintos proyectiles. Se observ que para todos los o e o proyectiles impactados, el giro del proyectil en el interior del uido era un parmetro con a gran inuencia, haciendo aumentar la presin hasta cinco veces la registrada en un caso o sin giro. Tambin se concluy que la distancia a la que el proyectil comenzaba a girar e o no depend del material ni del espesor de la placa impactada. Los resultados de estos a ensayos, as como su anlisis, se encuentran en un trabajo realizado por Lundstrom y a Stull [6]. Lundstrom y Fung, basndose en los datos emp a ricos obtenidos en el anterior proyecto y en la teor que el propio Lundstrom [8] propuso para describir el campo de a presiones, desarrollaron un cdigo que trataba de predecir la presin generada en el uido o o durante la fase resistente, y que se comentar ms adelante [7]. La segunda fase del mismo a a proyecto consisti en la caracterizacin de la interaccin entre el uido y las paredes del o o o tanque debida a la presin generada por el Golpe Hidrodinmico. Para ello se midieron o a deformaciones en distintos puntos de la pared de salida del tanque. En esta ocasin el o tanque empleado para los ensayos era similar al descrito anteriormente, con la salvedad de que en la pared de salida se coloc una placa de aluminio sobre la que se midieron las o deformaciones provocadas por el impacto del proyectil. Ms detalles sobre los ensayos y a una seleccin de los resultados obtenidos se pueden encontrar en el trabajo de Ball [9]. o Al mismo tiempo, en la Naval Postgraduate School (NPS), ubicada en Monterey, California, se llevaba a cabo un programa anal tico y experimental sobre el Golpe Hidrodinmico a para completar el proyecto que realizaba el NWC. Los ensayos consist en impactos soan bre un tanque cbico de dimensiones similares a las de los anteriores y, al igual que ellos, u abierto por la parte superior. En este caso el tanque se compon de una estructura, que a proporcionaba rigidez, sobre la cual se acoplaban las paredes, de tal modo que tanto la pared frontal como la posterior se pod sustituir por nuevos paneles despus de cada an e impacto. Se midieron presiones en el uido y deformaciones en la pared de entrada para proyectiles de distinto tamao e impulsados con diferentes niveles de energ cuyos n a,

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resultados se muestran en las referencias [10]-[20]. Estos ensayos tambin sirvieron para, e posteriormente, analizar las suras originadas en la pared de salida [21]. La fase anal tica de este programa se centr en el desarrollo de mtodos que fueran capaces de predecir la o e respuesta de las paredes del tanque a la presin generada por el Golpe Hidrodinmico, y o a que se comentarn ms adelante. a a El Instituto de Investigacin de la Universidad de Dayton tambin realiz ensayos de o e o impacto sobre tanques de combustible durante los aos 70. Bless et al. [22] llevaron a n cabo una serie de ensayos de impacto con proyectiles esfricos de 11.1 y 14.3 mm de e dimetro lanzados en un rango de velocidades comprendido entre 1.5 y 2.4 km/s. Los a tanques sobre los que realizaron los ensayos se fabricaron como una rplica del fuselaje e de un avin de combate A-10. Sus dimensiones principales eran 95 cm de alto, 102 cm o de ancho y 114 cm de fondo con una capacidad de 760 litros. El tanque quedaba abierto por su parte superior y presentaba una estructura a la cual se acoplaban los distintos paneles a ensayar (aluminios 2024-T3 y 7075-T6 de 1.6 mm de espesor). Para cada ensayo se tomaron datos sobre el desplazamiento experimentado por las paredes laterales y la de entrada, presiones en el uido y la trayectoria seguida por el proyectil. Algunas de las conclusiones a las que llegaron fueron que el dao generado por el Golpe Hidrodinmico en n a los paneles fabricados con aluminio 2024-T3 era menor que el observado en los de aluminio 7075-T6 probablemente debido a la mayor tenacidad del primero. Adems observaron a que la colocacin de una espuma bal o stica, que se endurece al contacto con el aire y es habitualmente empleada en la fabricacin y reparacin de aviones, de espesor igual al o o dimetro del proyectil, era extremadamente efectiva en la proteccin de la pared de entrada a o pero de escasa utilidad para mitigar los efectos del Golpe Hidrodinmico en la pared de a salida. Tambin se comprob que con la conguracin y velocidades de impacto empleadas e o o no se produjeron daos en las paredes laterales del tanque, y que la concentracin de n o tensiones en las proximidades del oricio de entrada puede originar la propagacin de o suras a lo largo de la pared segn se desplaza sta. u e En otro trabajo de Bless [23], continuacin del anterior, se muestran datos sobre el tipo o

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2. ANTECEDENTES

de fallo y los lugares del tanque en los que ste se produce (panel de entrada, rigidizadoe res,...) as como desplazamientos y presiones correspondientes a impactos sobre tanques de aluminio y de carbono-epoxi. Los espesores de los paneles ensayados estaban comprendidos entre 1.6 y 6.35 mm, y los impactos se realizaron con esferas y cubos de 5.6 y 11.6 g de masa a velocidades entre 1.4 y 2 km/s. Algunos de los paneles se ensayaron con la presencia de una espuma bal stica y/o de rigidizadores para estudiar su efecto en la proteccin del panel. Los fallos observados fueron siempre catastrcos y el valor umbral de o o la velocidad de impacto para el que se produc el fallo estructural quedaba claramente a determinado; por debajo de ste simplemente se produc el oricio debido al impacto e a mientras que en cuanto se superaba surg suras que se propagaban a lo largo de los an paneles. La propagacin de las suras quedaba limitada en presencia de rigidizadores que o reduc el desplazamiento del panel. La utilizacin de espumas permit asimismo reduan o a cir el valor mximo del pulso de tensin que se produc en la entrada, lo que retrasaba a o a la iniciacin de las suras. A la vista de estos resultados se concluy que la presencia de o o rigidizadores y espumas evitaban la formacin de suras conducentes al fallo catastrco o o del panel. Bless tambin encontr que la condicin de fallo de la placa podr relacionarse e o o a con los parmetros de impacto a travs de la siguiente expresin V 2 D/W = constante, a e o donde V es la velocidad del proyectil, D es el dimetro del proyectil, W es el espesor de a la placa y la constante dependiente del material. En 1983 Copland [24] estudi la capacidad de distintos agentes inertes para atenuar el o Golpe Hidrodinmico en veh a culos blindados. Copland realiz ensayos sobre contenedores o metlicos cil a ndricos de 20 y 200 l. Los ensayos consistieron en hacer impactar proyectiles perforantes (Armour Piercing, AP) del calibre 12.7 mm y esferas de acero de 11.9 mm de dimetro a velocidades en torno a 1000 m/s sobre los citados contenedores, llenos a de agua con y sin proteccin. La proteccin elegida consisti en una espuma bal o o o stica, producida por la empresa Scott Paper, y en un material denominado Explosafe formado por delgadas lminas de aluminio que conforman una malla hexagonal. Este material, a fabricado por la empresa Vulcan Industrial Packaging, es hoy en d ampliamente utilizado a

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en tanques de combustible como sistema para evitar la explosin de los mismos debida o a una posible ignicin del combustible; sin embargo su efecto ante el fenmeno de Golpe o o Hidrodinmico puede ser perjudicial. Copland observ que en los contenedores de menor a o capacidad y para los proyectiles AP de 12.7 mm, el material Explosafe no hac otra cosa a sino agravar los efectos del Golpe Hidrodinmico, mientras que para las esferas de acero a apenas se apreciaba diferencia con los casos en los que no se empleaba esta proteccin. o Este fenmeno se explica por la geometr de los proyectiles AP empleados, que hace o a que se desv de su trayectoria y comienzen a girar al interaccionar con el uido. El en fenmeno se agrava con la presencia del Explosafe, haciendo que los proyectiles se desv o en anticipadamente y arrastren con ellos parte del material que compone la proteccin. De o este modo se genera una presin adicional, incrementando los efectos destructivos del o Golpe Hidrodinmico. Por el contrario, se observ que la espuma contribu a atenuar los a o a efectos del Golpe Hidrodinmico absorbiendo parte de la energ retrasando el pulso de a a, presin y atenuando su valor. o En 1988 la OTAN, a travs de una de sus agencias de I+D denominada Advisory Group e for Aerospace Research and Development (AGARD), realiz una serie de ensayos de imo pacto a muy alta velocidad sobre tanques de combustible de carbono-epoxi para estudiar la inuencia de la geometr del proyectil, del ngulo de impacto y de la unin panela a o rigidizador [25]. Los proyectiles lanzados fueron esferas y cubos, y los rigidizadores se jaron a los paneles mediante tres tcnicas de unin diferentes: adhesiva, cosido y atore o nillado. La forma del fragmento se mostr determinante en la respuesta estructural del o tanque ante el Golpe Hidrodinmico debido a su inuencia sobre la resistencia a la pea netracin en el uido y, por tanto, en la presin que en l se genera. En relacin con o o e o el tipo de unin se observ que cuando los rigidizadores estaban cosidos a los paneles o o proporcionaban refuerzo transversal as como resistencia a la propagacin del dao por o n delaminacin, no as en los otros casos donde el area daada era mayor e incluso se proo n duc la separacin de los paneles. Al comparar el panel de entrada con el de salida se a o observ que el mayor dao estructural en el panel de salida se concentraba en un rea o n a

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2. ANTECEDENTES

prxima al impacto del fragmento, mientras que en el panel de entrada no slo aparec o o a en las proximidades del oricio, sino tambin en las uniones del panel con los rigidizae dores. Por ultimo, se comprob que el dao producido por el Golpe Hidrodinmico se o n a incrementaba al aumentar el ngulo de incidencia del fragmento en ms de 10 grados con a a respecto a la perpendicular, probablemente por efecto del ngulo de cabeceo. a Hasta el momento se han mostrado ejemplos de estudios experimentales motivados por el inters de la industria aeronutica militar y nanciados por sta. Todos estos estudios e a e forman parte de informes tcnicos internos y el acceso a los mismos es complicado. Sin e embargo, a partir del programa emprendido por la FAA en 1990, ya comentado anteriormente, comienzan a aparecer documentos en los que tanto empresas como instituciones pblicas muestran algunos de sus resultados. Los ensayos realizados a partir de ese mou mento se orientan fundamentalmente a disponer de datos experimentales para despus e compararlos con los obtenidos por medio de los cdigos de simulacin comerciales que o o estaban surgiendo. Uno de estos trabajos experimentales es el de Lundstrom y Anderson [26] quienes llevaron a cabo en 1989 ensayos en los que proyectiles explosivos incendiarios (HEI) de 23 y 30 mm impactan a una velocidad de 700 m/s sobre un tanque de combustible con uido en su interior. El tanque se construy con paredes laterales de acero o reforzado de 6.3 mm de espesor y 91.4 cm de ancho, siendo la profundidad del agua 94 cm. Los paneles de entrada y salida eran de acero de 3.2 mm de espesor. El tanque, al igual que la mayor de los contenedores ensayados con anterioridad, estaba abierto por la a parte superior. Los proyectiles HEI conten explosivo en su interior que se activaba al an impactar sobre la pared y detonaba unos instantes despus, es decir, el proyectil penetraba e en el uido y una vez dentro explosionaba. El objetivo de los ensayos era obtener valores de la presin generada por la explosin en el uido. Para ello se colocaron 4 transductores o o de presin en distintos puntos del plano vertical de la trayectoria del proyectil. En los o ensayos se apreciaba el momento de la detonacin del proyectil debido a la gran diferencia o existente entre el valor de presin causado por el impacto y el producido por la posterior o explosin, siendo mucho mayor el correspondiente al segundo evento. o

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Sparks et al. [27] publicaron un trabajo realizado por la empresa Bell Helicopter Textron, en el que se hac impactar proyectiles AP de 12.7 mm a una velocidad de 610 m/s an sobre un contenedor lleno de agua. Como en otras ocasiones, el experimento se centr en o medir las presiones en el interior del uido y en registrar la trayectoria del proyectil en el agua por medio de dos cmaras de alta velocidad. El tanque construido para los a ensayos consist en un cubo de 686 mm de lado con una estructura de acero en las a aristas sobre la que se dispon placas formando las distintas paredes. La pared de an entrada, al igual que la de salida, era de acero y dispon de un oricio cuadrado sobre a el que se atornillaba una pequea placa de aluminio de 1.6 mm de espesor, a travs n e de la cual penetraba el proyectil. La parte superior quedaba abierta, permitiendo as la colocacin de los transductores de presin. Se comprob que la presin medida en cada uno o o o o de los puntos, la disminucin de la velocidad del proyectil y su trayectoria presentaban o una gran variabilidad, ya que en los ensayos realizados siempre se produc el giro del a proyectil en el interior del agua. Por ultimo, los datos registrados se compararon con los obtenidos en diferentes simulaciones numricas demostrando el potencial de stas para e e reproducir los primeros instantes del Golpe Hidrodinmico. Los aspectos relacionados con a la modelizacin numrica se detallarn ms adelante. o e a a En el ao 2004 se public el trabajo de Seddon et al. [28], quienes disearon una serie de n o n experimentos basndose en el accidente sufrido por el Concorde en el ao 2000. En los a n ensayos se hac impactar proyectiles de Nylon de 2.5 kg de masa contra un tanque de an acero con distintos volmenes de uido y a velocidades comprendidas entre 14 y 21 m/s. u El tanque era rectangular y ten unas dimensiones de 211 m3 , con las paredes frontal a y lateral atornilladas a la estructura principal para poder ensayar distintos materiales y espesores. En este caso, el objetivo era estudiar la respuesta del tanque ante los impactos. Para ello se tomaron medidas de la presin en el uido, datos de la aceleracin experio o mentada por las paredes frontal y posterior, y la deformacin en el punto de impacto. Los o datos obtenidos se emplearon para compararlos con simulaciones numricas. Aunque la e correlacin entre experimentos y simulaciones fue buena, se concluy que se necesitaba o o

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2. ANTECEDENTES

realizar ms trabajos tanto experimentales como de simulacin numrica para lograr una a o e mejor comprensin de la interaccin entre el uido y la estructura. En la misma l o o nea metodolgica, realizacin de ensayos para la posterior comparacin de sus resultados con o o o simulaciones numricas, Poehlmann-Martins et al. [29] llevaron a cabo experimentos en e los que una esfera de acero de 25.4 mm se desplazaba a lo largo del eje de un contenedor cil ndrico de aluminio lleno de uido y con sus extremos abiertos. Los extremos estaban cubiertos mediante una na lmina de polister (Mylar), que no opon resistencia alguna a e a al paso del proyectil pero evitaba que el agua se derramara antes del impacto. En el ensayo no se prest atencin a la interaccin entre uido y estructura debido a la elevada rigidez o o o del contenedor, siendo en este caso el objetivo obtener medidas de la evolucin temporal o de la presin en diferentes puntos del uido. o Uno de los trabajos experimentales ms recientes en los que se hace referencia a impactos a sobre estructuras llenas de uido es el de Nishida y Tanaka [30]. En ste se detalla la e realizacin de impactos de esferas de acero con diferentes dimetros a velocidades entre o a 40 y 200 m/s sobre tubos de aluminio de 50 mm de dimetro, 1 mm de espesor y 250 mm a de longitud. En los ensayos se registraron las deformaciones de la pared en la zona prxima o al punto de impacto de entrada y al de salida, as como la presin en un punto del interior o del uido. Tambin se analiz el comportamiento del tubo a velocidades prximas al l e o o mite bal stico (m nima velocidad de impacto a la que el material es perforado), determinando tanto la velocidad de impacto a la que se produc suras como la que provocaba la an penetracin en el interior del tubo. Con los datos obtenidos se comprob que la energ o o a asociada a la onda de presin, generada por el impacto del proyectil, es despreciable frente o a la energ inicial del proyectil. Finalmente, el trabajo concluye con la propuesta de una a expresin emp o rica para determinar la energ de impacto que produce la perforacin de a o los tubos de aluminio. Merece la pena mencionar otro tipo de ensayos que, aunque no estn relacionados con el a Golpe Hidrodinmico, estudian tambin problemas concretos de interaccin entre uido y a e o estructura ligados al mbito aeronutico. Dentro de este grupo podemos encontrar ensayos a a

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2.4 Estudios numricos y anal e ticos.

de ca libre de tanques llenos de uido, como los recogidos en el trabajo de Anghileri da et al. [31], donde se muestran valores de aceleracin y fuerza en distintos puntos de un o tanque de combustible, perteneciente a un helicptero, que ha impactado contra el suelo. o Otros ensayos son los correspondientes a estructuras que impactan contra uidos, como puede ser el caso del amerizaje de un avin o veh o culo espacial ([32]-[34]). Estos trabajos resultan de inters ya que aportan informacin adicional sobre la interaccin entre uido e o o y estructura que puede ser empleada posteriormente para validar modelos numricos que e resuelvan problemas de Golpe Hidrodinmico. a De la anterior revisin se puede concluir que prcticamente la totalidad de los trabajos o a mencionados se centran en velocidades de impacto por encima de los 900 m/s o por debajo de los 200 m/s, por lo que existe un amplio rango de velocidades de inters prctico an sin e a u estudiar. Adems, tal y como ya se ha comentado, casi todos los trabajos experimentales a emplean contenedores abiertos por la parte superior y construidos por medio de una estructura r gida en cuyo contorno lateral se disponen placas de distintos materiales, y esto hace que su respuesta ante el Golpe Hidrodinmico pueda ser muy diferente a la a que experimente un depsito cerrado, conguracin ms prxima a la celda de un tanque o o a o de combustible real. Por ultimo, en la documentacin cient o ca consultada no se han encontrado estudios sobre la inuencia de diferentes fracciones de llenado del tanque en el comportamiento de ste de tal modo que se pueda valorar su importancia. Por todo ello, e se considera que cualquier estudio que complete los aspectos mencionados, puede resultar de inters y aportar nuevas conclusiones sobre el fenmeno. e o

2.4.

Estudios numricos y anal e ticos.

El fenmeno del Golpe Hidrodinmico se ha tratado de modelizar, con mayor o menor o a xito, desde hace 30 aos. Inicialmente, el problema se intent resolver simplicando el e n o fenmeno, considerando una estructura sometida a un campo de presin que represeno o taba la accin del uido sobre las paredes. Ms tarde se opt por utilizar tcnicas que o a o e

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2. ANTECEDENTES

empleaban representaciones lineales del uido, por un lado, y de la estructura, por otro, para posteriormente lograr su acoplamiento. Actualmente se trata el problema de forma acoplada, donde el conjunto de las ecuaciones no lineales se resuelven empleando tcnicas e numricas que tratan estructura, proyectil, uido y sus interacciones simultneamente. A e a continuacin, se exponen algunos de los trabajos desarrollados para abordar el problema o que nos ocupa. Los primeros mtodos utilizados, que simplicaban sustancialmente el problema, empleae ban la denominada Teora del Pistn para modelizar la interaccin uido-estructura. Esta o o teor considera la pared estructural como un elemento de masa m, rigidez K y rea A, a a por lo que el desplazamiento w del elemento, debido a la presin del uido P (t) se puede o caracterizar por medio de la ecuacin diferencial correspondiente a un modelo unidimeno sional masa-muelle:

mw + Kw = AP (t)

(2.1)

El modelo considera que la presin sobre la pared ser la suma de la presin incidente Pi o a o y la reejada Pr . Se asume que la presin incidente es de valor constante, mientras que o la reejada se aproxima por medio de la ecuacin simplicada de Bernoulli, resultando la o siguiente funcin de presin: o o

P (t) = Pi r (t)

(2.2)

donde es la densidad del uido y el sub ndice r hace referencia a la onda reejada. Esta ecuacin, expresada en trminos de las velocidades de uido y pared, constituye la o e ecuacin de presin bsica en la Teor del Pistn. Para escribir la ecuacin de tal forma, o o a a o o hay que tener en cuenta que r debe satisfacer la ecuacin de onda c2 o2

= donde c es

la velocidad del sonido en el uido y es una funcin potencial que puede descomponerse o

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en la suma del potencial de la onda incidente y reejada = i + r . A partir de la solucin de la ecuacin de onda se obtiene la velocidad del uido incidente y reejado, o o pudiendo as expresar en funcin de stas las presiones incidente y reejada. Por ultimo, o e igualando la velocidad del uido a la de la pared w se obtiene la expresin: o

P (t) = 2Pi + cw

(2.3)

que unida a la ecuacin (2.1) permite determinar el desplazamiento de la pared en funcin o o de la presin incidente. o Ball [35, 36] incorpor la Teor del Pistn a dos cdigos de anlisis estructural, BR-1 y o a o o a Static And Transient Analysis, Nonlinear, Shells (SATANS), para simular el Golpe Hidrodinmico. El cdigo SATANS [37] estaba limitado a la respuesta en rgimen elstico de a o e a elementos cscara (shells) de revolucin y, debido a su sencillez, era computacionalmente a o muy eciente. El cdigo BR-1 [38] fue desarrollado por la empresa Northrop para predeo cir la respuesta de estructuras aeronuticas ante la carga provocada por una explosin a o interna. Se trataba de un cdigo de elementos nitos ms general que contemplaba la poo a sibilidad de deformacin plstica de los elementos, y ms tarde se le aadi la capacidad o a a n o de modelizar materiales orttropos. An as se le deb proporcionar el valor de la presin o u a o incidente Pi sobre las paredes como dato de entrada. Los resultados numricos obtenidos e por medio de estos cdigos se compararon con datos experimentales [9, 22, 39, 40], obo servando que la deformacin y el desplazamiento experimentado por las paredes exced o an ampliamente a los resultados numricos. La diferencia obtenida se atribuy a que la Teor e o a del Pistn subestimaba la presin transmitida por el Golpe Hidrodinmico a las paredes o o a del tanque. Una vez probada la incapacidad de la Teor del Pistn para predecir la interaccin uidoa o o estructura en un fenmeno de Golpe Hidrodinmico, Lundstrom [41] propuso el Mtodo o a e de la Imagen Variable (Variable Image Method). Antes de desarrollar este mtodo para e

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2. ANTECEDENTES

acoplar uido y estructura, Lundstrom [8] centr sus esfuerzos en conseguir una descripo cin del campo de presiones lo ms completa posible, ya que se consideraba uno de los o a factores ms importantes y menos conocidos a la hora de resolver la interaccin del uido a o con las paredes. Para esta descripcin se bas en la teor clsica hidrodinmica, en el o o a a a estudio sobre la vulnerabilidad de depsitos de combustible desarrollado por Yurkovich o [42] y en resultados emp ricos propios [6] que le permitieron tener en cuenta la inclinacin o del proyectil en el uido y la inuencia de la camisa que recubre los proyectiles bal sticos. Lundstrom describi el campo de ujo en trminos de una funcin potencial que o e o satisfac la ecuacin de onda. El modelo trataba de aproximar el efecto del proyectil y la a o cavidad generada por ste por medio de una l e nea formada por fuentes distribuidas detrs a del proyectil a lo largo de su trayectoria. Una vez conseguida la descripcin del campo de o presiones se plante la necesidad de desarrollar un mtodo para acoplar las presiones a la o e estructura, proponiendo el Mtodo de la Imagen Variable anteriormente mencionado. En e dicho mtodo, se describe el campo de presin como una funcin potencial que satisface e o o la ecuacin de onda. La magnitud de la onda de presin incidente Pi se puede determinar o o por medio de la ecuacin de Bernoulli y despus utilizarla para calcular la onda de presin o e o reejada por las paredes de la estructura, considerando

r = Q i

(2.4)

donde r es el potencial de la onda reejada, Q es una funcin que var en el espacio o a y en el tiempo de tal modo que r satisface la ecuacin de onda y i es la imagen o especular del potencial de la onda incidente respecto al plano de la pared. Utilizando la ecuacin simplicada de Bernoulli, la expresin de la velocidad de una part o o cula en el uido (u = ) y las condiciones de contorno entre uido y estructura se obtienen las

expresiones nales de la presin P y la velocidad normal del uido un como o

P = Pi + Pr = (1 + Q) Pi i

Q t

(2.5)

28


un = uni + unr = (1 Q) uni +

i Q c t

(2.6)

donde es la densidad del uido y c la velocidad del sonido en el uido. Q se puede determinar igualando la velocidad del uido con la de la pared en el contorno [43], obteniendo resultados exactos para varios casos de inters como son: supercies r e gidas (Q=1), supercies libres (Q=-1) o supercies transmisoras (Q=0). En general, este mtodo no e demostr ser particularmente exitoso y las geometr que se pod analizar eran limio as an tadas. Adems el mtodo se basa en funciones potenciales y es aplicable unicamente a a e problemas bidimensionales. An as el Mtodo de la Imagen Variable solucion algunas u , e o suposiciones unidimensionales que se hac en la Teor del Pistn, proporcionando un an a o acoplamiento ms realista entre el uido y la estructura. a Paralelamente, Ankeney [44] propuso un modelo estructural aproximado para conocer la respuesta de las paredes ante el fenmeno del Golpe Hidrodinmico. El modelo considerao a ba que el panel sometido a presin presentaba un perl de deexin basado en una funcin o o o coseno, y empleaba las ecuaciones del movimiento de Lagrange para calcular la amplitud del desplazamiento. El modelo estructural de Ankeney se emple junto al Mtodo de la o e Imagen Variable para desarrollar el programa llamado Unimodal Hydraulic Ram Structural Response (UHRSR). Los resultados numricos de deformacin y desplazamiento de e o la pared se compararon con datos experimentales obteniendo una falta general de coincidencia entre ellos, probablemente debida a la diferencia entre la deexin real del panel o y la considerada en forma de coseno. Siguiendo con la bsqueda de un cdigo capaz de u o reproducir el Golpe Hidrodinmico se fueron mejorando algunos de los ya desarrollados, a aadiendo las capacidades de los que iban surgiendo. De este modo, y como combinacin n o y sucesivos desarrollos del UHRSR y BR-1, surgieron los cdigos ERAM y EHRSR [45]. A o pesar de los esfuerzos realizados, estos programas segu mostrando ciertas limitaciones y an falta de precisin para predecir las consecuencias del Golpe Hidrodinmico, debido princio a palmente a que ninguno era capaz de acoplar por completo los mecanismos de interaccin o

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2. ANTECEDENTES

uido-estructura ni permit el anlisis de estructuras ingenieriles complejas. an a Conviene mencionar los modelos desarrollados por otros autores, centrados en otros aspectos del Golpe Hidrodinmico. Wierzbicki y Moussa [46] propusieron un modelo para a predecir la respuesta estructural elastoplstica de las paredes de un tanque de combusa tible, como alternativa a otros trabajos que slo consideraban el rgimen elstico. Este o e a modelo requer conocer el impulso total del uido sobre las paredes del tanque. Rosena berg et al. [47], por su parte, plantearon un modelo anal tico basado en los principios de la Mecnica de Fractura y en observaciones emp a ricas, que muestra cmo la velocidad o cr tica de impacto que induce el fallo de la pared de un tanque depende de la tenacidad de fractura del material y de las geometr del proyectil y del tanque. as Uno de los primeros ejemplos documentados en el que se simula el Golpe Hidrodinmico a utilizando las ecuaciones de conservacin de masa, momento y energ de forma acoplada o a para uido y estructura, junto con una ley constitutiva no lineal del material, corresponde al realizado por Kimsey [48]. En este trabajo, Kimsey emplea un mtodo de elementos e nitos Lagrangiano (por medio del cdigo EPIC-2) para simular la penetracin de un o o cilindro alargado de acero en un contenedor cil ndrico. Kimsey tuvo problemas en su simulacin debido a la distorsin de los elementos. Al utilizar un mtodo Lagrangiano y o o e dadas las grandes deformaciones que se producen en el problema analizado, los elementos experimentan grandes distorsiones, comprometiendo de este modo la exactitud del clculo a y, en el caso de cdigos expl o citos, disminuyendo el tamao de paso que hace estable la n simulacin, incrementndose as el coste computacional. A pesar de los problemas se o a obtuvieron buenos resultados desde el punto de vista cualitativo. La distorsin de la o malla es la principal limitacin de los cdigos Lagrangianos a la hora de abordar un o o problema completo de Golpe Hidrodinmico. Los cdigo Eulerianos no presentan este a o inconveniente ya que poseen una malla ja que previene la distorsin. No obstante, los o complicados fenmenos f o sicos y mecnicos que se producen en el Golpe Hidrodinmico a a no ser resueltos de una forma satisfactoria hasta que, a nales de los aos 80, los an n cdigos incorporaran nuevos algoritmos numricos, en particular el Mtodo Lagrangiano o e e

30


Euleriano Arbitrario y el de Smoothed Particle Hidrodynamics(SPH).

Mtodo Lagrangiano Euleriano Arbitrario. eDesde la primera mitad de los aos 90 se han venido desarrollando los denominados n mtodos Euler-Lagrange Acoplados, pertenecientes a una nueva generacin de cdigos e o o computacionales que combinan las caracter sticas ms deseables de las formulaciones Laa grangiana y Euleriana. Estos mtodos se han estado empleando para simular problemas e en los que aparecen uidos interaccionando con estructuras, o grandes deformaciones [4, 28, 31, 49, 50, 51]. La tcnica Lagrangiana Euleriana Arbitraria o ALE (Arbitrary Lae grangian Eulerian) permite que los nodos de la malla computacional se muevan siguiendo a los puntos materiales del continuo como ocurre en una formulacin Lagrangiana, que se o mantengan jos como en el mtodo Euleriano, o que se puedan mover de forma arbitraria e adoptando posiciones intermedias a las dos anteriores. Esta libertad de movimiento de la malla es lo que hace que la tcnica ALE sea capaz de abordar problemas con grandes e deformaciones, que el mtodo Lagrangiano no podr por la distorsin de los elementos, y e a o que los contornos queden denidos con mayor precisin que la conseguida con un mtodo o e Euleriano. El algoritmo del mtodo ALE consiste en un primer paso Lagrangiano clsico en el que e a el mallado computacional se mueve junto a los puntos materiales, seguido de una fase de adveccin o transporte. En la fase de adveccin se produce un suavizado de la malla o o resultante del paso Lagrangiano y la posterior transferencia de los valores discretos de las variables de la malla antigua a la suavizada. El suavizado de la malla se hace por medio de pequeos desplazamientos de los nodos de la malla y siempre teniendo en cuenta el valor n mximo de distorsin permisible en un elemento. El coste computacional por elemento a o de la fase de adveccin es mucho mayor que la del paso Lagrangiano. La mayor parte o del tiempo de la fase de adveccin se emplea en calcular el transporte de material entre o elementos contiguos, y slo una pequea parte en calcular cmo y donde ajustar o suavizar o n o

31

2. ANTECEDENTES

la malla. Cuando las distorsiones son muy grandes, cualquier estrategia de movimiento de nodos falla, y la unica solucin es la construccin de una nueva malla, que no forma o o ya parte del mtodo ALE. e

Figura 2.6: Ejemplo del desplazamiento de las part culas materiales y los nodos de la malla enun mtodo Lagrangiano, Euleriano y ALE para un esquema unidimensional [52]. e

SPH.La tcnica SPH (Smoothed Particle Hydrodynamics) es otro mtodo empleado en proe e blemas relacionados con uidos y grandes deformaciones en estructuras. Es un mtodo e Lagrangiano sin malla que fue desarrollado por Lucy [53] y Gingold y Monaghan [54] para estudiar problemas de astrof sica tales como la formacin y evolucin estelar. Poso o teriormente, debido a su sencillez en la simulacin de fenmenos complejos, comenz a o o o utilizarse en la resolucin de problemas de distinta naturaleza. o Una de las particularidades del mtodo SPH es la forma de discretizar el medio contie nuo. No existe una malla continua de elementos o volmenes, sino que el dominio queda u denido por medio de un conjunto de part culas discretas con una masa asociada en las que se resuelven las ecuaciones de equilibrio. La ausencia de una malla continua en la

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que los elementos se distorsionen hace al mtodo SPH especialmente apropiado para sie mular procesos en los que se producen grandes deformaciones. La aplicacin del mtodo o e requiere especicar una funcin de peso que describa el dominio de inuencia en el que o una part cula puede encontrar a sus vecinas e interaccionar con ellas. El mtodo SPH e permite reemplazar cualquier variable f existente en un punto xI por su anlogo fI en a una part cula I mediante la siguiente expresin: o

N

fI (xI ) =J=1

m J fJ WIJ (xI xJ , h) J

(2.7)

donde N es el nmero de part u culas del dominio, mJ y J la masa y la densidad, respectivamente, de la part cula J situada en el punto XJ , WIJ es la funcin de peso, habitualmente o una funcin de Kernel cbica, y h es la distancia de alisado que se corresponde con el o u tamao de part n cula. Las llamadas part culas del mtodo SPH son en realidad puntos de e interpolacin, tal y como se puede observar de forma ms clara en el ejemplo indicado en o a la Figura 2.7, donde se representa un medio unidimensional por medio de part culas. As , se puede calcular la densidad de la part cula I del ejemplo empleando la expresin (2.7) o obteniendo:

N

I =J=1

mJ WIJ (xI xJ , h)

(2.8)

Se puede observar que para calcular el valor de la densidad en una part cula, es necesario sumar el valor de la densidad en todas la part culas vecinas, los puntos de interpolacin o J1, J2, J3 y J4, y multiplicarlo por la funcin de peso. o La bsqueda y localizacin de las part u o culas ms prximas aade un coste computacional a o n frente a otras tcnicas. An as el mtodo SPH, combinado con el Lagrangiano, propore u e ciona una alternativa a la tcnica ALE. Se pueden encontrar ejemplos del uso de este e particular enfoque para simular problemas de interaccin uido-estructura o de Golpe o

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2. ANTECEDENTES

Figura 2.7: Ejemplo del mtodo SPH para calcular la densidad mediante una funcin Kernel e ocbica([55]) u

Hidrodinmico [27, 31, 56, 57]. Aunque el mtodo SPH se ha empleado desde la dcada a e e de los 90 en problemas donde aparecen grandes deformaciones [58]-[62], su aplicacin a o problemas de interaccin uido-estructura es relativamente reciente. o La utilizacin de un modelo para resolver problemas en los que uido y estructura estn o a acoplados, como es el caso del Golpe Hidrodinmico, sigue siendo una labor compleja y a supone un reto. La evaluacin de la idoneidad y de las capacidades predictivas de los mtoo e dos numricos previamente mencionados (ALE y SPH) para la resolucin de un problema e o de Golpe Hidrodinmico an no ha sido completamente resuelta, y hacerlo es de gran a u importancia ya que las soluciones anal ticas proporcionan una comprensin limitada del o fenmeno. Las tcnicas ALE y SPH han sido comparadas entre ellas y con otros mtodos, o e e aunque no siempre en problemas con interacciones uido-estructura. En ocasiones se han comparado sin datos experimentales y otras veces, los datos experimentales de los que se dispon no eran tan completos como hubiera sido deseable. an

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Cap tulo 3

MATERIAL Y METODO EXPERIMENTALES

3.1.

Introduccin. o

Con objeto de disponer de resultados experimentales que permitan analizar el fenmeno o de Golpe Hidrodinmico, as como validar el modelo numrico, se han realizado una serie a e de ensayos de impacto a alta velocidad sobre tubos de aluminio conteniendo uido. Se ha empleado agua y no queroseno u otro combustible principalmente por motivos de seguridad, aunque tambin se ha tenido en cuenta que para el rango de temperaturas e considerado, las densidades de ambos uidos no muestran grandes diferencias y las viscosidades cinemticas c se encuentran en el mismo orden de magnitud (Tabla 3.1). a Durante los ensayos se obtuvieron medidas de deformacin en las paredes, presin en o o el uido y adems se lm el avance del proyectil en el agua. Finalizados los ensayos a o de impacto se procedi a medir el desplazamiento experimentado por las paredes de los o tubos. Con la realizacin de los ensayos, se pretende analizar la inuencia de distintos o

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factores, que se detallan a continuacin. o (kg/m3 ) Agua Queroseno 1000 800 c (mm2 /s) 1 2.4

Tabla 3.1: Densidad y viscosidad cinemtica del agua y el queroseno a 20o C. a

3.1.1.

Factores considerados.

Los factores que se han considerado, para el posterior anlisis de su inuencia sobre el a comportamiento del espcimen, son: e Velocidad de impacto. Se han realizado ensayos a 2 velocidades: 600 m/s y 900 m/s. Se considera que este rango es representativo de una gran variedad de fenmenos de impacto, pues comprende un espectro de velocidades relativas proyectilo aeronave que pueden producirse durante el vuelo de una aeronave. Adems, no se a han encontrado estudios que se centren en el rango de velocidades sealado, tal y n como se indic con anterioridad. o Volumen de uido. Se han realizado ensayos con tanques conteniendo distinto porcentaje de uido. Se han considerado casos en los que el uido ocupe el 100, el 75 y el 60 % del tanque, teniendo en cuenta que el impacto puede ocurrir cuando el tanque de combustible no est lleno. a Para cada uno de los seis casos resultantes de la combinacin de las mencionadas variables o a estudiar, se han realizado dos pruebas, lo que se traduce en 12 ensayos experimentales.

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3.2 Espec menes a ensayar. Montaje e instrumentacin. o

3.2.

Espec menes a ensayar. Montaje e instrumentacin. o

El primer paso para la realizacin de los trabajos experimentales es denir tanto el mao terial a emplear como la geometr y dimensiones de los espec a menes. En primer lugar se opt por el aluminio, ya que es un material ampliamente utilizado en la industria aeo ronutica. La geometr de los espec a a menes deb ser lo ms parecida posible a la de una a a celda de combustible; hay que recalcar que en ningn momento se plante como objetivo u o analizar un elemento del ala de un avin (con su estructura de largueros, costillas, reveso timiento y remaches), sino un elemento estructural cerrado representativo para analizar el fenmeno del Golpe Hidrodinmico. Por esto se consider que un tubo reun todas las o a o a caracter sticas para representar el espacio entre largueros y costillas de un ala de avin. o En la eleccin de las dimensiones se tuvieron en cuenta las longitudes caracter o sticas de ciertas celdas presentes en las alas de los aviones de combate. Finalmente los espec menes a ensayar consisten en tubos cuadrados de aluminio Al6063-T5 con un ancho de 150 mm, pared de 2.5 mm de espesor y una longitud de 750 mm. Los tubos estn cerrados por a ambos lados por medio de dos ventanas de polimetilmetacrilato (PMMA) de 30 mm de espesor, sucientemente r gidas para minimizar su exin debido al pulso de presin y evio o tar distorsiones en las imgenes tomadas a travs de ellas, ya que estas ventanas permiten a e grabar el proceso de impacto por medio de una cmara de alta velocidad. Los paneles a de PMMA disponen de 4 oricios a travs de los cuales pasan cuatro varillas roscadas e de acero que garantizan que el tubo de aluminio y el PMMA permanezcan unidos. Un montaje similar a ste aparece en el trabajo de Nishida et al. [30]. Las zonas de contacto e entre los paneles de PMMA y el aluminio estn selladas con silicona, que junto con la a compresin ejercida por las varillas roscadas proporcionan la estanqueidad suciente para o que el agua contenida en el interior del espcimen no se derrame (Figura 3.1). e Los tanques ensayados se instrumentaron con dos transductores de presin y cinco bandas o

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Figura 3.1: Espcimen montado e instrumentado. e

extensomtricas para conocer tanto la presin en el interior del uido como la deformacin e o o en las paredes, causadas por el impacto del proyectil sobre el tubo. El sensor de presin o empleado se corresponde con el modelo 138A06 de la marca PCB, con un rango de medida de 34.4 M P a y una resolucin de 0.07 kP a. Los dos sensores, TPc (cercano) y TPl (lejano), o se sitan en el interior del uido a travs de dos oricios practicados en la pared inferior u e del tanque, de tal modo que uno registra la presin en un punto prximo al oricio de o o entrada y el otro sensor proporciona datos de la presin en un punto ms alejado de la o a zona de impacto, tal y como se muestra en la Figura 3.2. Los oricios se sellaron con silicona para evitar la fuga de agua, tal como se realiz en el caso de las uniones entre los o paneles de PMMA y el aluminio. Las deformaciones en las paredes del tanque se midieron con bandas uniaxiales CEA-06125UW-350 (350 Ohm, 2.120 factor de galga) de la empresa Vishay Measurements Group Inc. Dos bandas se colocaron en la pared de entrada (G1 y G2) y otras dos en la de salida (G3 y G4), en las mismas posiciones que las de la pared de entrada. Cada una de las bandas, al igual que los sensores de presin, se situaron en un punto cercano y en o otro lejano al punto de impacto. Una ultima banda (G5) se coloc centrada en la pared o

38

3.2 Espec menes a ensayar. Montaje e instrumentacin. o

inferior. De este modo se puede conocer la inuencia del impacto en diferentes zonas del tubo. La posicin y orientacin de todas las bandas extensomtricas se puede apreciar o o e en la Figura 3.2. Todas las bandas extensomtricas se orientaron segn la direccin de e u o menor dimensin de cada pared, pues se estim que las deformaciones en ese sentido ser o o an mayores.

Figura 3.2: Esquema del espcimen instrumentado. e

Figura 3.3: Izqda.: Detalle de las bandas extensomtricas de la pared de entrada. Dcha.: Vista einterior del tubo y posicin de los transductores de presin. o o

39


3.3.

Dispositivos experimentales.

En la realizacin de los ensayos de impacto se han empleado diversos equipos experimeno tales, todos ellos ubicados en el Laboratorio del Departamento de Mecnica de Medios a Continuos y Teor de Estructuras de la Universidad Carlos III de Madrid. En primer lua gar, e indispensable para llevarlos a cabo, un sistema neumtico de impulsin para lanzar a o los proyectiles. Un sistema fotogrco de alta velocidad y una iluminacin adecuada han a o permitido grabar imgenes del proceso de impacto para posteriormente analizarlas, y un a equipo de adquisicin de datos ha hecho posible registrar presiones en el uido as como o deformaciones en las paredes del tanque. En la Figura 3.4 se muestra un esquema de la disposicin de los equipos empleados. A continuacin se describe cada uno de estos o o dispositivos.

Figura 3.4: Esquema de la situacin de los dispositivos experimentales empleados en los ensayos ode impacto.

40

3.3 Dispositivos experimentales.

3.3.1.

Sistema neumtico de impulsin y cmara de ensayos. a o a

El dispositivo fundamental para la realizacin de los ensayos ha sido un sistema neumtico o a de impulsin, de una etapa, diseado y fabricado por Thiot Ingenierie (Figura 3.5 izqda). o n La cmara de 4.7 litros de volumen de la que dispone permite almacenar gas hasta una a presin mxima de 300 bar. El gas empleado en todos los ensayos, por su baja densidad, o a ha sido helio. El tubo por el que se acelera el proyectil tiene una longitud de 4.5 m y un calibre de 25 mm. Con estas caracter sticas, el sistema neumtico de impulsin es capaz a o de lanzar proyectiles de 30 g de masa a velocidades de hasta 1000 m/s. El sistema permite impulsar proyectiles cil ndricos, esfricos o incluso fragmentos, de diferentes geometr y e as secciones no coincidentes con el alma del tubo, siempre y cuando se utilice un casquillo adecuado.

Figura 3.5: Izqda.: Sistema neumtico de impulsin empleado. Dcha.: Vista frontal de la cmara a o ade ensayos, junto al foco y a la cmara de alta velocidad. a

El tubo por el que se acelera el proyectil est orientado hacia una caja de acero de 111 a m3 en cuyo interior se dispone el espcimen a ensayar. La distancia entre esta caja y la e salida del tubo es de 3.0 m. La caja tiene un oricio frontal, a travs del que penetra e

41


el proyectil, y dos grandes ventanas en los laterales, por donde se ilumina el espcimen e y se graba el proceso de impacto con la cmara de alta velocidad. Para asegurar que a unicamente el proyectil entra por el oricio frontal, varias placas de acero se soldaron a la caja para reducir an ms su tamao (Figura 3.5 dcha). u a n

3.3.2.

Cmara de alta velocidad y sistema de iluminacin. a o

En cada uno de los ensayos realizados se ha empleado una cmara digital de alta velocidad a con objeto de registrar todo el proceso de penetracin del proyectil en el tanque con o uido en su interior. Mediante las imgenes captadas se puede determinar la variacin de a o velocidad del proyectil, adems de analizar el proceso de formacin de la cavidad que se a o genera detrs del fragmento segn avanza ste por el agua. a u e La cmara digital de alta velocidad empleada se corresponde con el modelo Ultima APXa RS de la marca Photron (Figura 3.6 izqda.). Esta cmara permite capturar 3000 imgenes a a por segundo con una resolucin de 1024 x 1024 p o xeles, o hasta 250000 imgenes por a segundo si se reduce su resolucin a 128 x 16 p o xeles. De este modo se posee de un gran margen de operacin a la hora de lmar los ensayos, dependiendo si interesa capturar o ms o menos imgenes o registrar un rea mayor o menor. La cmara se controla por a a a a medio de un ordenador al cual est conectada. A travs de este ordenador se accede a a e las mltiples opciones de conguracin, adems de permitir el posterior anlisis de las u o a a imgenes registradas en cada ensayo. a A la hora de utilizar un equipo de lmacin de alta velocidad hay que tener presentes una o serie de factores para que el registro del ensayo sea ptimo. o

Disparo de cmara. La correcta denicin del momento de disparo de la cmara es a o a determinante en cualquier tipo de ensayo de impacto, donde el tiempo caracter stico es del orden de 104 s. Si el disparo de la cmara no se efecta en el instante a u correcto, no se podr obtener la informacin requerida en el ensayo. El equipo utilia o

42

3.3 Dispositivos experimentales.

zado dispone de una memoria circular que permite la grabacin continua del evento o durante 1 segundo. As congurando adecuadamente la cmara puede registrase el , a segundo transcurrido con anterioridad al instante en que se activa la grabacin, esto o es, la cmara se puede activar manualmente una vez que el evento ha nalizado. De a este modo se puede capturar con mayor facilidad tanto el instante del impacto como el posterior avance del proyectil en el medio uido y la evolucin de la cavidad que o se forma a su paso.

Iluminacin. Este es otro factor de gran importancia cuando se van a realizar ensao yos de impacto. Normalmente se requiere una luz de gran intensidad, especialmente si el tiempo de obturacin es corto. Para los ensayos llevados a cabo se dispuso de o un foco Arrisun 12 Plus con una lmpara HMI (Hydrargyrum Medium-arc Iodide) a de 1200 W (Figura 3.6 dcha).

Resolucin y velocidad de lmacin. Como se ha comentado anteriormente, el o o equipo empleado dispone de un amplio rango de resolucin y velocidad de captura o de imgenes. Ambas variables estn directamente relacionadas entre s por lo que a a , hay que llegar a un compromiso entre ellas para poder analizar las imgenes de a forma ptima. Con la experiencia de la que se dispon con motivo de algunas o a pruebas realizadas previamente, se opt por tomar 36000 imgenes por segundo, lo o a que implica capturar una imagen cada 27.7 s, con una resolucin de 384 160 o p xeles. Se seleccion una velocidad de obturacin de 1 s (la mxima permitida o o a por el equipo) para asegurar que la imagen captada fuera lo ms n a tida posible.

Para ilustrar el resultado obtenido por medio de la cmara de alta velocidad y el equipo a de iluminacin empleado, se muestra una secuencia del proceso de impacto sobre un tubo o completamente lleno a una velocidad de 600 m/s (Figura 4.2).

43


Figura 3.6: Izqda.: Cmara digital de alta velocidad Photron Ultima APX-RS. Dcha.: Foco aArrisun 12 Plus HMI.

Figura 3.7: Secuencia del proceso de penetracin de un proyectil en un tubo completamente olleno de agua, V = 600 m/s.

44

3.4 Proyectil y casquillos.

3.3.3.

Sistema de adquisicin de datos. o

Los transductores de presin y bandas extensomtricas con las que se instrumentan los o e espec menes deben ir conectados a un equipo de adquisicin de datos capaz de registrar sus o seales. En este caso se ha empleado un equipo Dewetron DEWE-800 para grabar todas n las seales. Con este equipo se ha podido muestrear a 1 s y, lo que resulta de gran inters, n e sincronizar todas las seales con las imgenes capturadas por medio de la cmara de alta n a a velocidad, ya que el disparo de la cmara marca el nal de la toma de datos del sistema a de adquisicin. De este modo se puede vincular sin problemas la posicin del proyectil y o o la extensin de la cavidad con las seales obtenidas por las bandas extensomtricas y los o n e transductores de presin. o

3.4.

Proyectil y casquillos.

El proyectil empleado en todos los ensayos consiste en una esfera de acero templado de 12.5 mm de dimetro y 8 g de masa. La eleccin de un proyectil esfrico facilita la a o e repetitividad de los ensayos al evitar el cabeceo del mismo durante el vuelo desde la salida del can hasta el impacto contra el blanco. El acero templado conere la dureza suciente no al proyectil como para que ste no sufra ninguna deformacin plstica durante el ensayo, e o a pudiendo considerar la energ absorbida por el mismo como despreciable, facilitando as el a posterior anlisis de los resultados experimentales y los de los correspondientes modelos a numricos. e Para poder lanzar los proyectiles seleccionados se necesita hacer uso de casquillos, ya que el calibre del can es mayor que el dimetro de las esferas. La misin del casquillo ser guiar no a o a e impulsar el proyectil a lo largo del interior del can. La presencia del casquillo implica no un aumento de masa que debe ser lanzada junto con el proyectil, por lo que el diseo n del casquillo debe perseguir su ligereza para que la velocidad alcanzada sea la mxima. a

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Adems, el casquillo nunca debe llegar a impactar al espcimen objeto de estudio. Una a e vez que el conjunto proyectil-casquillo sale por la boca del tubo en el que se acelera, el casquillo debe separarse sucientemente de la trayectoria del proyectil como para no inuir en el experimento. Despus de ensayar casquillos de distintas geometr y materiales se e as seleccion aquel que cumpl con los requisitos anteriormente mencionados. Se trata de o a un casquillo cil ndrico de PVC de 20 g de masa con un corte longitudinal que recorre todo el casquillo, salvo 2 mm en su base, para que se separe en dos partes al salir del tubo. Asimismo presenta un avellanado tanto en la parte frontal como en la posterior, un rebaje en la supercie lateral y un taladro no pasante coaxial en cuyo interior se sita el proyectil u (Figura 3.8). El avellanado en la parte frontal y el rebaje lateral tienen como objeto la generacin de fuerzas aerodinmicas que tienden a abrir las dos mitades del casquillo hasta o a que el ligamento de la base se fractura. El avellanado posterior permite reducir el peso del casquillo. En la Figura 3.9 se muestra la secuencia del proceso de apertura del casquillo antes de alcanzar la cmara donde se encuentra el espcimen a ensayar. Se observa cmo a e o el proyectil penetra por el oricio mientras las dos partes del casquillo impactan contra la cara frontal, impidiendo as que penetren en la cmara de ensayos e intereran en el a proceso de impacto.

Figura 3.8: Izqda.: Diseo del casquillo empleado. Dcha.: Proyectil y casquillo. n

46

3.5 Procedimiento de ensayo.

Figura 3.9: Secuencia de la apertura del casquillo.

3.5.

Procedimiento de ensayo.

Una vez realizado el montaje completo del espcimen, ste se llena con el volumen deseado e e de uido y se comprueba que la probeta no presenta ninguna fuga. Posteriormente se procede a introducir el espcimen en el interior de la cmara de ensayos. Para ello se e a hace uso de una pequea polea situada a tal efecto encima de la cmara. Para asegurarse n a de que el espcimen va a ser impactado en el centro de la cara frontal se dispone de un e pequeo puntero lser que, introducido en la boca del can, indica el lugar del impacto. n a no Atendiendo la indicacin del puntero se puede regular la altura y posicin de la probeta o o por medio de dos cables acerados de los que el espcimen queda suspendido (Figura 3.10). e Una vez situada la probeta, se colocan el foco y la cmara de alta velocidad en la posicin a o mostrada en el esquema de la Figura 3.4. A continuacin se conectan los transductores o de presin y las bandas extensomtricas al sistema de adquisicin de datos y, nalmente, o e o se introduce el proyectil con el casquillo en el interior del tubo del sistema neumtico de a impulsin. Un instante antes de alcanzar la presin deseada para conseguir la velocidad o o de impacto adecuada, se enciende el sistema de iluminacin, de tal modo que se evitan o el calentamiento del espcimen y el deterioro del panel de PMMA. Cuando se alcanza e la presin requerida se activa la vlvula del sistema de impulsin y, seguidamente, la o a o

47


Figura 3.10: Vistas de espcimen en el interior de la cmara de ensayos. Izqda.: Superior. Dcha.: e aLateral desde la posicin de la cmara digital. o a

cmara de alta velocidad y el sistema de adquisicin de datos, quedando registrado tanto a o el proceso de impacto como las seales de presin y deformacin. n o o

3.6.

Medida del desplazamiento de las paredes de los tubos.

Una vez realizados los ensayos de impacto, se tomaron medidas del desplazam

Tesis David Varas

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