Diseño de un marco de carga para ensayos mecánicos de estructuras en escala real

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ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERÍA MECÁNICA Y ELÉCTRICA

UNIDAD ZACATENCO

SECCIÓN DE ESTUDIOS DE POSGRADO E INVESTIGACIÓN

DISEÑO DE UN MARCO DE CARGA PARA ENSAYOS MECÁNICOS

DE ESTRUCTURAS EN ESCALA REAL

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I

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Q U E P A R A O B T E N E R E L G R A D O D E :

MAESTRO EN CIENCIAS EN INGENIERÍA MECÁNICA

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:

I N G . N O R B E R T O V I C E N T E R A M Í R E Z L U I S

DIRECTORES:

DR. ORLANDO SUSARREY HUERTA

DR. HILARIO HERNÁNDEZ MORENO

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RESUMEN

El desarrollo y la investigación en el campo de las estructuras aeroespaciales se encuentran inmersos en un proceso complejo, donde los Ensayos en Escala Real desempeñan un papel importante para la validación y certificación por medio de autoridades internacionales, como la FAA1 y la EASA2. El ensayo de una estructura completa depende altamente de sus dimensiones y capacidad de carga, lo que en muchos casos conduce a marcos de carga específicos, y por lo tanto costosos. Para los propósitos de la investigación, se desea trabajar en una escala representativa de componentes industriales pero en un rango de dimensiones que se ajuste al mejor compromiso entre un presupuesto asequible para una institución académica, y al mismo tiempo que permanezca representativo de una estructura real. Con base en una investigación se ha identificado que el segmento de aviones utilitarios, gracias a sus características, cumple con el compromiso expresado. Es debido a esta problemática que surge el presente trabajo, cuyo propósito es realizar el diseño de un marco de carga para ensayos mecánicos de estructuras en escala real, enfocándose en las aeroespaciales, pero sin limitarse únicamente a ellas.

En este trabajo se aborda el diseño del marco de carga, implementando la metodología QFD en una etapa del proceso para generar los requerimientos del cliente y las metas de diseño, para posteriormente llegar a una primera aproximación de un concepto global y su dimensionamiento. Asimismo se utiliza el Método del Elemento Finito para determinar la resistencia de la estructura en conjunto. Este trabajo forma parte de un proyecto conformado en tres etapas: el diseño de la estructura, el diseño del sistema de carga y el diseño del sistema de adquisición de datos. Debido a restricciones impuestas por las instalaciones para albergar el marco de carga se deben tomar en cuenta algunas consideraciones, como son: que la estructura sea autoizable, de forma que pueda ensamblarse sin necesidad de grúas; que las cargas sean autocontenidas, para que no existan condiciones especiales de anclaje en el piso; y que sus dimensiones sean variables , con el propósito de que se puedan ensayar diferentes componentes.

Palabras clave: estructuras aeroespaciales, ensayos en escala real, marco de carga.

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Federal Aviation Administration 2

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ABSTRACT

The development and research in the field of aerospace structures is immersed in a complex process, where full-scale testing plays a major role in order to validate and certificate by international authorities, like FAA3 and EASA4. Testing of a complete structure highly depends on its dimensions and load capacity, leading in many cases to specific load frames, and therefore expensive ones. For the purpose of research it would be desirable to work in a scale representative of industrial components but in a size range that fits the best compromise between an affordable budget for an academic institution and remaining representative of a real structure. Based on a research it has been identified that the segment of utility airplanes, owed to their characteristics, accomplishes the stated compromise. Due to that problem is how this work arises, whose purpose is to design a load frame for mechanical testing of full-scale structures, focusing on aerospace ones, but not limited to.

The design of a load frame for mechanical testing of full-scale aeronautical structures is developed in this work, using the QFD methodology in a stage of the design process for the generation of requirements and design goals, to arrive later on to a first approximation of a global concept and its sizing. The Finite Element Method for stress analysis in critical sections and for determining the strength of the overall structure is used as well. This work is part of a three stages project: the structure design, the load system design and the data acquisition system design. Due to venue restrictions for lodging the test rig, some considerations must be considered, which are as follows: the structure be self-hoisted, so it can be assembled without any crane; the loads must be self-contained, so there is no need for special attachment to the floor; and its dimensions be variable, so different components can be tested.

Keywords: aerospace structures, full-scale testing, load frame.

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Federal Aviation Administration 4

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AGRADECIMIENTOS

De manera muy especial, a los directores de este trabajo: Dr. Orlando Susarrey Huerta y Dr. Hilario Hernández Moreno; por compartir parte de sus conocimientos y experiencia, por la guía y los valiosos consejos brindados durante el período en el que se desarrolló esta tesis, por las oportunas observaciones que en gran medida aumentaron la calidad de la presente, así como por el apoyo otorgado durante los estudios de maestría.

A los integrantes de la comisión revisora: Dr. Didier Samayoa Ochoa, Dr. Ezequiel A. Gallardo Hernández y Dr. Luis A. Flores Herrera; por tomarse el tiempo para revisar este trabajo y por las acertadas recomendaciones.

A las personas que me brindaron su ayuda cuando lo necesité, con asesorías y comentarios que resultaron extremadamente útiles e invaluables:

Ing. Gustavo Zamudio Rodríguez, de la ESIME Ticomán. Ing. Javier García Vázquez.

Ing. Abraham E. Morones Galicia.

A la Beca de Estimulo Institucional de Formación de Investigadores (BEIFI, antes PIFI), por contribuir con mi desarrollo académico.

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C O N T E N I D O

RESUMEN ...ix

ABSTRACT ...xi

AGRADECIMIENTOS ...xiii

ÍNDICE DE FIGURAS ... xviii

ÍNDICE DE TABLAS... xxi

NOMENCLATURA ... xxiii

INTRODUCCIÓN ...1 OBJETIVO GENERAL...2 OBJETIVOS PARTICULARES...2 JUSTIFICACIÓN...3 ALCANCE ...3 METODOLOGÍA...4 ANTECEDENTES ...5

CAPÍTULO I - ESTADO DEL ARTE 1.1. Marco de Carga por División Funcional ... 13

1.1.1. Sujeción de Estructura de Prueba ... 13

1.1.2. Ensamble del Marco de Carga... 16

1.1.3. Soporte del Marco de Carga ... 18

1.1.4. Aplicación de Carga... 21

1.1.5. Distribución de Carga ... 26

1.1.6. Transmisión de Carga a la Estructura de Prueba... 28

1.2. Reglamentación ... 32

1.2.1. Filosofía uildi g- lo k pa a la valida ió de est u tu as de ate ial compuesto [22]. ... 32

1.2.2. Agencias... 34

1.2.3. Categorías ... 35

1.2.4. Factor de Carga... 35

1.3. Características de Aviones Ligeros ... 37

CAPÍTULO II – MARCO TEÓRICO 2.1. Introducción ... 39

2.2. Análisis de Marcos Tipo Portal ... 40

2.2.1. Soportados por pasadores ... 40

2.2.2. Empotrados... 41

2.2.3. Empotramiento parcial... 42

2.3. Análisis de Marcos Planos por el Método de la Rigidez ... 42

2.3.1. Preliminares ... 42

2.3.2. Matriz de rigidez de un miembro de un marco... 43

2.3.3. Matrices de transformación de desplazamientos y fuerzas ... 46

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2.4. Generalidades del Método del Elemento Finito ... 49

2.4.1. Introducción... 49

2.4.2. Geometrías del elemento... 50

2.4.3. Generación de malla ... 50

2.4.4. Aplicación de carga ... 52

2.4.5. Condiciones de frontera ... 52

CAPÍTULO III – REQUERIMIENTOS Y METAS DE DISEÑO 3.1. Introducción ... 53

3.2. Identificación del Cliente ... 54

3.3. Determinación de los Requerimientos del Cliente ... 55

3.3.1. Obligatorios ... 57

3.3.2. Deseables ... 58

3.4. Establecimiento de la Importancia Relativa de los Requerimientos ... 59

3.5. Identificación y Evaluación de la Competencia ... 61

3.6. Desarrollo de Especificaciones de Ingeniería... 61

3.7. Establecimiento de las Metas de Diseño... 65

CAPÍTULO IV – DISEÑO CONCEPTUAL 4.1. Generalidades ... 69

4.2. Análisis Funcional ... 70

4.3. Generación de Conceptos... 75

4.4. Evaluación de Conceptos ... 81

4.5. Integración de Conceptos ... 87

CAPÍTULO V – DISEÑO DE DETALLE 5.1. Generalidades ... 93

5.1.1. Comprensión de restricciones ... 94

5.1.2. Configuración de componentes ... 94

5.1.3. Desarrollo de conexiones ... 94

5.1.4. Desarrollo de componentes ... 95

5.1.5. Selección de materiales y procesos ... 95

5.2. Realización Física ... 96

5.2.1. Interfaz Puente-Actuador ... 96

5.2.2. Plataforma Tipo Grúa Viajera ... 98

5.2.3. Sistema de Distribución de Carga... 101

5.2.4. Sistema de Transmisión de Carga... 105

5.2.5. Interfaz Marco-Estructura de Prueba ... 106

5.2.6. Estructura del Marco ... 113

5.2.7. Integración de Sistemas ... 127

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xvii CAPÍTULO VI – ESTIMACIÓN DE COSTOS

6.1. Diseño ... 133

6.2. Materiales ... 134

6.3. Manufactura ... 135

6.4. Costo total ... 136

CONCLUSIONES ... 137

RECOMENDACIONES PARA TRABAJOS FUTUROS... 139

REFERENCIAS ... 141

ANEXOS... 145

Anexo 1. Cálculos diámetro del cilindro. ... 145

Anexo 2. Montajes para actuador hidráulico [47]. ... 145

Anexo 3. Propiedades de los aceros estructurales [50]. ... 146

Anexo 4. Distancia mínima al borde [45]. ... 146

Anexo 5. Factores geométricos para el análisis de soldadura [50]... 147

Anexo 6. Tamaños mínimos de cordón para placas gruesas [50]... 148

Anexo 7. Esfuerzos cortantes y fuerzas sobre soldadura [50]. ... 148

Anexo 8. Propiedades mínimas del metal de aporte [41]. ... 148

Anexo 9. Dibujos de definición. ... 149

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ÍNDICE DE FIGURAS

ANTECEDENTES

Figura A-1. Ensayo del ala del avión Mosquito con un sistema hidráulico ...5

Figura A-2. Marco de carga con sistema hidráulico del ala del avión Boo merang [2]. ...6

Figura A-3. Marco de carga por vibración para alas del avión Mustang [2]. ...6

Figura A-4. Vista general del marco de vib ración del avión Dove [2]. ...7

Figura A-5. Configuración típica de ala para ensayo estático [11]. ...8

Figura A-6. Arreglo del ensayo ala-fuselaje del avión CF-100 (vista frontal) [11]. ...9

Figura A-7. Vista general de las instala ciones para el ensayo de fatiga del ala de la aeronave YS-11 [5]. ...9

Figura A-8. Marco de carga del ala del avión Mirage [12]. ... 10

Figura A-9. Estructura de imitación de fuselaje (marco de reacción) del marco de carga [12]. ... 11

Figura A-10. Marco de carga del avión CT4 [2]. ... 11

Figura A-11. Ensayo de Fatiga del avión PC9/A [2]. ... 12

CAPÍTULO 1. ESTADO DEL ARTE Figura 1.1. Ensayo del empenaje del avión P3C [2]. ... 14

Figura 1.2. Vista posterio r del empenaje del avión F18/A en el marco de carga [2]. ... 15

Figura 1.3. Configuración del ensayo de fatiga a escala real del avión PC-21 [13]. ... 16

Figura 1.4. HO 300 en marco de carga para ensayo estático [14]. ... 17

Figura 1.5. Marco de carga del avión Hawk Mk 127 [2]... 18

Figura 1.6. Ensayo de la semiala en material compuesto del planeador ligero Atlas TST-10 [16]... 19

Figura 1.7. Ensayo del fuselaje del planeado r ligero Atlas TST-10. Vista lateral [16]... 19

Figura 1.8. Marco de carga BESTER-Aero de ESIME Ticomán. a) Detalle de interfaz modelo-marco, b) conjunto de marco de carga, modelo de prueba, celda de carga y sistemas de aplicación de carga [17]. ... 20

Figura 1.9. Marco de carga para el ensayo del empenaje del Honda Jet [18]. ... 21

Figura 1.10. Semiala del avión UFM-10 Samba soportando carga límite. Carga aplicada por actuador hid ráulico [19]. .. 22

Figura 1.11. Dispositivo de aplicación de carga del BESTER-Aero. a) Esquema del dispositivo de aplicación de carga b) actuador montado en el marco [17]... 23

Figura 1.12. Ensayo del estabilizador ho rizontal del 777 [8]. ... 23

Figura 1.13. Secuencia del ensayo del estabilizador horizontal del 777 [8]. ... 24

Figura 1.14. Detalle de bolsas de aire y vib radores electromagnéticos colocados en el estabilizador horizontal [2]. ... 25

Figura 1.15. Vista isométrica del arreglo para el ensayo del A320 [7]... 26

Figura 1.16. Falla de la semiala aproximadamente en la estación 277 [2]. ... 27

Figura 1.17. Ensayo del ala del Honda Jet [18]. ... 28

Figura 1.18. Sistema de palancas para ensayo estático del 787. Marco de carga para ensayo estático [20]. ... 29

Figura 1.19. Almohadillas rectangulares permiten distribuir cargas incluso sobre el borde de ataque del ala del 787 [20]. ... 29

Figura 1.20. Semiala sopo rtando carga última. Carga distribuida en las abrazaderas [19]. ... 30

Figura 1.21. Ensayo del demostrador del ala en material compuesto del Bombardier C Series en la instalación. Vista inferior [21]. ... 31

Figura 1.22. Ensayo del demostrador del ala en material compuesto del Bo mbardier C Series [21]. ... 31

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CAPÍTULO 2. MARCO TEÓRICO

Figura 2.1. Uniones entre los miembros de un marco [39]. ... 39

Figura 2.2. Marco típico de edificio [39]. ... 39

Figura 2.3. Marco con apoyos de pasador (articulados) [39]... 40

Figura 2.4. Articulación ficticia [39]. ... 40

Figura 2.5. Descomposición de las reacciones [39]. ... 40

Figura 2.6. Diagrama de mo mentos [39]. ... 40

Figura 2.7. Marco con apoyos rígidos [39]. ... 41

Figura 2.8. Articulaciones ficticia s para uniones rígidas [39]. ... 41

Figura 2.9. Descomposición de las reacciones [39]. ... 41

Figura 2.10. Diagrama de momento [39]. ... 41

Figura 2.11. Apoyos parcialmente empotrados [39]. ... 42

Figura 2.12. Articulaciones ficticias [39]. ... 42

Figura 2.13. Identificación de reacciones y grados de lib ertad [39]... 43

Figura 2.14. Ejemplo de sistema coo rdenado local [39]. ... 43

Figu a . . Desplaza ie to e ’ e el e t e o e a o [ 9]. ... 44

Figu a . . Desplaza ie to e ’ e el e t e o e a o [ 9]. ... 44

Figu a . . Rota ió z’ e el e t e o e a o [ 9].... 45

Figura 2.18. Desplazamiento de coordenada global [39]. ... 46

Figura 2.19. Transfo rmación de cargas locales a globales [39]. ... 47

CAPÍTULO 3. REQUERIMIENTOS Y METAS DE DISEÑO Figura 3.1. Prin cipales etapas de la metodología QFD ... 54

CAPÍTULO 4. DISEÑO CONCEPTUAL Figura 4.1. Pasos del diseño conceptual (adaptada de [43])... 70

Figura 4.2. Caja negra de la función global del marco de carga. ... 71

Figura 4.3. Descomposición de las funciones del marco de carga; a) Descomposición de la función global (primer nivel), b) Descomposición de las funciones principales (segundo nivel), c) Refinamiento de las subfunciones (tercer nivel), d) Cuarto nivel de desco mposición. ... 73

Figura 4.4. Árbol de funciones del marco de carga. Los elementos en gris denotan funciones de preparación (previas al ensayo). Los elementos de conto rno azul pertenecen al sistema de aplicación de carga. ... 75

Figura 4.5. Generación de conceptos para la función F1 Ensamblar marco. 1.- Modular por etapas. 2.- Estructura plegable desplegada hacia arriba. 3.- Estructura plegable desplegada hacia los costados. ... 77

Figura 4.6. Generación de conceptos para la subfunción F2.1 Sujetar interfaz de empo tre para ensayo requerido. ... 77

Figura 4.7. Generación de conceptos para la subfunción F2.2 Sujetar elemento de prueba. 1.-Atornillado. 2.-Herrajes... 78

Figura 4.8. Generación de conceptos para la subfunción F2.3 Varia r ángulo de empo tre de elemento de prueba. ... 79

Figura 4.9. Generación de conceptos para la subfunción F2.4 Posicionar punto de aplicación de carga. ... 79

Figura 4.10. Generación de conceptos para la subfunción F 3.1 Transformar energía en carga. 1.-Cabrestante-cable-poleas. ... 80

Figura 4.11. Conceptos generados para la subfunción F3.2 Distribuir carga. 1. -Peso muerto. 2.-Sistema de palancas. .... 80

Figura 4.12. Conceptos generados para la subfunción F3.3 Transmitir carga al elemento de prueba. ... 81

Figura 4.13. Integración de conceptos en el árbol de funciones. ... 90

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CAPÍTULO 5. DISEÑO DE DETALLE

Figura 5.1. Elementos básicos de diseño del producto [42]. ... 93

Figura 5.2. Diagrama de la fuerza aplicada sobre la interfaz puente-actuador... 98

Figura 5.3. Arreglo general de la plataforma (vista isométrica). ... 99

Figura 5.4. Aplicación de carga sobre el puente secundario . ... 99

Figura 5.5. Aplicación de carga sobre el puente principal. ... 100

Figura 5.6. Conjunto de ruedas desplegables. ... 101

Figura 5.7. Función de levantamiento y distribución de las fu erzas en las costillas. ... 102

Figura 5.8. Diagrama de cuerpo libre de la palanca j. ... 103

Figura 5.9. Arreglo del sistema de distribución de carga. ... 104

Figura 5.10. Detalle de las conexiones del sistema de palancas. ... 105

Figura 5.11. Esquema de colla res desmontables. ... 105

Figura 5.12. Interfaz marco-estructura de prueba... 107

Figura 5.13. Momento flecto r sobre la interfaz marco-estructura de prueba. ... 107

Figura 5.14. Interfaz marco-estructura de prueba... 108

Figura 5.15. Diagrama de cuerpo libre de vigas verticales de la in terfaz. ... 108

Figura 5.16. Diagrama de cuerpo libre de viga con doble empotre y carga puntual descentrada. ... 109

Figura 5.17. Fuerzas actuando en la interfa z y el marco. ... 109

Figura 5.18. Fuerzas actuando en los sujetadores del pla to.i ... 110

Figura 5.19. Identificación de elementos en la estructura. ... 113

Figura 5.20. Descomposición de las cargas. ... 114

Figura 5.21. Cargas totales actuando en los nodos. ... 114

Figura 5.22. Desplazamientos po r el método de la rigidez. ... 115

Figura 5.23. Punto de aplicación de carga próximo a una de las vigas del marco. ... 116

Figura 5.24. Punto de aplicación de carga cerca de las uniones (vista superior). ... 117

Figura 5.25. Dimensionamiento de la placa de unión y los agujeros. ... 118

Figura 5.26. Elementos a unir por medio de soldadura de filete. ... 119

Figura 5.27. Vecto res de fuerzas actuando en la unión placa-sección HSS. ... 121

Figura 5.28. Diagrama del co rdón de soldadura en las placas de unión. ... 121

Figura 5.29. Configuración de las uniones... 122

Figura 5.30. Acople inco rrecto entre unión y colu mna. ... 122

Figura 5.31. Izado de cara lateral del marco. ... 123

Figura 5.32. Herrajes-bisagra tipo 1 y 2. Izquierda, vista frontal. Derecha, vista lateral derecha. ... 124

Figura 5.33. Fuerzas actuando en una de las caras laterales del marco. ... 124

Figura 5.34. Suma vectorial en la zona de máxima fuerza del herraje 1. ... 125

Figura 5.35. Conjunto de poleas para autoizado. ... 127

Figura 5.36. Integración de sistemas en el BESTIA. ... 127

Figura 5.37. Geo metría y sistema coordenado del elemento BEAM3 [52]... 128

Figura 5.38. Definición de la geometría y aplicación de cargas y apoyos. ... 129

Figura 5.39. Deformación representada por vectores... 130

Figura 5.40. Diagrama de esfuerzos máximos. ... 130

Figura 5.41. Diagrama de esfuerzos mínimos. ... 131

Figura 5.42. Diagrama de momentos flectores. ... 131

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ÍNDICE DE TABLAS

CAPÍTULO 1. ESTADO DEL ARTE

Tabla 1.1. Ejemplos de auto ridades de avia ción civil. ... 34

Tabla 1.2. Características de las categorías para aviones ligeros [9 , 10]. ... 36

Tabla 1.3. Facto res de carga para aviones ligeros [9, 10]. ... 37

Tabla 1.4. Especificaciones de aviones utilitarios [32-35]... 38

Tabla 1.5. Especificaciones de aviones entrenadores [35-38]... 38

CAPÍTULO 2. MARCO TEÓRICO Tabla 2.1. Ejemplos de tipos de elementos para Análisis de Elemento Finito [41]. ... 51

CAPÍTULO 3. REQUERIMIENTOS Y METAS DE DISEÑO Tabla 3.1. Identificación de los clientes... 55

Tabla 3.2. Clasificación de requerimientos de acuerdo a los clientes. ... 56

Tabla 3.3. Identificación de requerimiento s obligatorios. ... 58

Tabla 3.4. Identificación de los requerimientos deseables. ... 59

Tabla 3.5. Ponderación de los requerimientos deseables. ... 59

Tabla 3.6. Traducción de los requerimientos. ... 62

Tabla 3.7. Fijación de las metas de diseño. ... 66

CAPÍTULO 4. DISEÑO CONCEPTUAL Tabla 4.1. Estados presentes en el sistema ... 71

Tabla 4.2. Criterios de co mparación para la evaluación de conceptos. ... 82

Tabla 4.3. Evaluación de conceptos para la función F1 Ensamblar marco. ... 83

Tabla 4.4. Evaluación de conceptos para la subfunción F2.1 Sujetar in terfaz de empotre para ensayo requerido. ... 83

Tabla 4.5. Evaluación de conceptos para la subfunción F2.2 Sujetar elemento de prueba. ... 84

Tabla 4.6. Evaluación de conceptos para la subfunción F2.3 Variar ángulo de empotre de elemento de prueba. ... 84

Tabla 4.7. Evaluación de conceptos para la subfunción F2.4 Posicionar punto de aplicación de carga. ... 85

Tabla 4.8. Evaluación de conceptos para la subfunción F3.1 Transformar energía en carga. ... 85

Tabla 4.9. Evaluación de conceptos para la subfunción F3.2 Distribuir carga. ... 86

Tabla 4.10. Evaluación de conceptos para la subfunción F3.3 Transmitir carga a elemento de prueba. ... 86

Tabla 4.11. Conceptos retenidos. ... 87

CAPÍTULO 5. DISEÑO DE DETALLE Tabla 5.1. Esfuerzos permisibles como función de Fy [45]. ... 96

Tabla 5.2. Propuesta del sistema de carga. ... 97

Tabla 5.3. Distribución de cargas. ...103

Tabla 5.4. Cargas y ubicación de la fuerza resultante en los elementos del sistema de palancas. ...104

Tabla 5.5. Esfuerzos en el sistema de palancas. ...104

Ta la . . P opiedades del á gulo de . ...106

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Tabla 5.8. Fuerzas en los apoyos de las vigas verticales de la interfaz. ... 109

Tabla 5.9. Esfuerzos en las vigas de la interfaz. ... 110

Tabla 5.10. Fuerzas en el plato . Características de los sujetadores. ... 111

Tabla 5.11. Esfuerzos en los tornillos. ... 112

Tabla 5.12. Propiedades del material y la sección transversal. ... 113

Tabla 5.13. Longitud y orientación de los elementos. ... 113

Tabla 5.14. Resultados por el método de las rigideces. ... 115

Tabla 5.15. Esfuerzos en los elemento s 1 y 4. ... 116

CAPÍTULO 6. ESTIMACIÓN DE COSTOS Tabla 6.1. Estimación de costos de diseño . ... 133

Tabla 6.2. Estimación de costos de elementos estructurales. ... 134

Tabla 6.3. Estimación de costos de sujetadores. ... 135

Tabla 6.4. Estimación de costos por operaciones de co rte de elementos estructurales. ... 135

Tabla 6.5. Estimación de costos de piezas soldadas. ... 136

Tabla 6.6. Estimación de costos to tales. ... 136

ANEXOS Anexo 1. Cálculos diámetro del cilindro. ... 145

Anexo 3. Propiedades de los aceros estructurales [50]. ... 146

Anexo 4. Distancia mínima al borde [45]. ... 146

Anexo 5. Factores geométricos para el análisis de soldadura [50]. ... 147

Anexo 6. Tamaños mínimo s de co rdón para placas gruesas [50]. ... 148

Anexo 7. Esfuerzos co rtantes y fuerzas sobre soldadura [50]. ... 148

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NOMENCLATURA

A Área

b Envergadura

bf Patín

c Distancia al centroide

D Vector de desplazamientos globales/Diámetro

d Vector de desplazamientos

locales/Diámetro/Peralte

DNx/ DFx Desplazamiento en sistema global en x dσx’/ dFx’ Desplazamiento en sistema local en x DNy/ DFy Desplazamiento en sistema global en y dσy’/ dFy’ Desplazamiento en sistema local en y DNz/ DFz Rotación en sistema global alrededor de z dσz’/ dFz’ Rotación en sistema local alrededor de z

e Espesor

E Módulo de elasticidad

F Extremo alejado

F/P Fuerza (carga)

fb Fuerza por pulgada de soldadura provocada por flexión

fR Fuerza por pulgada de soldadura resultante

FS Factor de seguridad

fs Fuerza por pulgada de soldadura por cortante

Ixx/Iyy Momento de inercia de la sección transversal con

respecto a x/y

k Matriz de rigidez de miembro en sistema global

k’ Matriz de rigidez de miembro en sistema local

L Longitud/Sustentación (fuerza de levantamiento)

L’ Fuerza de levantamiento por unidad de longitud (� ′/� )

L’m áx Magnitud máxima de levantamiento por unidad

de longitud

M Momento flector

N Extremo cercano

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PMD (MTOW) Peso máximo de despegue (Maximum Take-Off Weight)

Q Vector de fuerzas en sistema global

q Vector de fuerzas en sistema local

qσx’/ qFx’ Fuerza axial en sistema local Qσx’/ QFx’ Fuerza en x en sistema global

qσy’/ qFy’ Fuerza cortante en sistema local Qσy’/ QFy’ Fuerza en y en sistema global

Qσz’/ QFz’ Momento flector en sistema global qσz’/ qFz’ Momento flector en sistema local

r Radio

T Matriz de transformación de desplazamientos

TT Matriz de transformación de fuerzas

V Fuerza de corte

w Magnitud de lado de soldadura

W Peso

x Posición en dirección de la semienvergadura (b)

α Ángulo

Δ Desplazamiento

θ Desplazamiento angular/Ángulo

θx/θy Ángulo con respecto a x/y

ν Relación de Poisson

Esfuerzo normal

a Esfuerzo normal permisible

ced / y/ Fy Esfuerzo de cedencia

m áx Esfuerzo máximo

Esfuerzo cortante

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No es ue si ie ia el futuro de los países del Tercer Mundo sea incierto: es que sin ciencia no tenemos futuro.

(24)
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INTRODUCCIÓN

En la industria aeroespacial siempre se ha tenido gran interés en diseñar y construir vehículos aéreos confiables y seguros, sin embargo los accidentes han estado presentes, en la mayoría de los casos debidos a errores de diseño o fallas mecánicas que pudieron evitarse con un correcto mantenimiento.

Como parte de las medidas preventivas adoptadas para reducir las catástrofes aéreas, se han establecido parámetros de seguridad que tienen como fin el proporcionar información sobre el comportamiento de estructuras aeroespaciales, sometidas a ensayos mecánicos en laboratorios de pruebas [1], donde se estudian las causas que pueden provocar que un elemento o estructura falle y cómo se puede evitar que esto ocurra.

En un principio, una de las medidas preventivas implementadas consistió en llevar a cabo ensayos estáticos y de fatiga de aviones de combate (mediados del siglo XX), y posteriormente se expandió a aeronaves civiles [2]. El propósito de realizar dichos ensayos era conocer en qué punto una estructura primaria, como el ala, fuselaje o empenaje fallarían, así como el modo en que se presentaría esa falla. Con esta información se podían establecer períodos de inspección o reparación para evitar que una grieta se propagara hasta producir un desastre.

Gracias a los registros de dichos ensayos se sabe que un método para aseg urar la integridad estructural en la década de 1950 era esencialmente el mismo empleado por los hermanos Wright en 1903. Un análisis de esfuerzos era confirmado por un ensayo estático aplicando un nivel de carga mayor que el esperado durante el vuelo. El método consiste en aplicar un factor de carga a las fuerzas generadas en vuelo y verificar que la estructura pueda soportar esta carga por medio del ensayo de una estructura en escala real. El factor de carga fue desarrollado para considerar las siguientes fuentes de variabilidad: 1) incertidumbres en las cargas, 2) inexactitud en el análisis estructural, 3) variaciones en las propiedades del material, 4) deterioro durante la vida en servicio, y 5) variaciones en la calidad de la construcción [3].

Por otro lado, también se utilizaron los ensayos de fatiga para asegurar la integridad de una estructura sometida a cargas cíclicas. Los datos de fatiga obtenidos en los Ensayos de Fatiga a Escala Real (FSFT, por sus siglas en inglés) contribuían al rediseño efectua do para asegurar una o di ió de o i ada fail-safe o falla segu a de la est u tu a, lo ue sig ifi a ue u a est u tu a es diseñada para soportar una carga regulada significativa después de una fractura parcial o completa en alguno de sus elementos primarios [4], y para simplificar el trabajo de reparación esperado en operación; también proporciona la información necesaria para determinar los períodos de inspección, métodos y localizaciones de las fallas [5].

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Lo que se busca con el presente trabajo es diseñar un marco de carga para realizar ensayos mecánicos de estructuras en escala real, enfocándose en vehículos aeroespaciales (pero con la posibilidad de expandir los ensayos a otro tipo de estructuras), como aviones utilitarios o inclusive entrenadores, esto es, que se encuentren en la categoría de aeronaves ligeras establecida por la FAA [9] y la EASA [10], instituciones reguladoras encargadas de establecer los parámetros que se deben cumplir para obtener la certificación de una aeronave.

El presente trabajo se divide en seis capítulos, organizados de la siguiente manera:

Se comienza con los antecedentes, donde se hace una semblanza histórica de la evolución que ha tenido el tema de estudio. En el capítulo uno se aborda el estado del arte, de forma que se plantee el problema en su etapa actual, teniendo como referencia la reglamentación internacional para certificación de aeronaves. En el capítulo dos se hace una reseña del marco teórico concerniente a la parte estructural y al Método del Elemento Finito. En el capítulo tres se establecen los requerimientos y las metas de diseño, utilizando la metodología QFD como algoritmo de solución y exponiendo breves conceptos sobre la misma. En el capítulo cuatro se aborda el diseño conceptual, implementando técnicas como la lluvia de ideas, matrices morfológicas y de decisión con el objetivo de conformar un concepto global. En el capítulo cinco se elabora el diseño de detalle del marco de carga, con la ayuda de técnicas de modelado geométrico y análisis de esfuerzos por métodos numéricos. Se analiza la resistencia con ayuda de la simulación por el método del elemento finito. Finalmente, en el capítulo seis se realiza una estimación de costos de materiales, manufactura y mano de obra.

OBJETIVO GENERAL

Diseñar, y analizar por el método del elemento finito, un marco de carga para realizar ensayos mecánicos de estructuras en escala real, utilizando en una parte del proceso de diseño la metodología QFD como algoritmo de solución.

OBJETIVOS PARTICULARES

a) Investigar el estado del arte sobre la tecnología de marcos de carga para estructuras en escala real, así como los aspectos normativos de los ensayos para estas estructuras.

b) Establecer los requerimientos que debe cumplir el marco de carga.

c) Realizar el diseño del marco de carga, utilizando herramientas de cálculo numérico (CAD, FEM).

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JUSTIFICACIÓN

Con base en la búsqueda de información referente a la utilización de marcos de carga para ensayos mecánicos de estructuras aeroespaciales, tanto en escala real como reducida, realizados en el país, se ha encontrado que no se cuenta con este tipo de infraestructura, al menos en instituciones educativas y centros de investigación relacionados con el medio aeronáutico, excepto en la ESIME Ticomán, donde se cuenta con un marco de carga, el cual fue adaptado para realizar ensayos estáticos de estructuras a escala reducida, desarrollado en el año 2012. Sin embargo, este tipo de ensayos no es suficiente para determinar el comportamiento bajo una carga cíclica, por lo que se necesita la infraestructura para realizar pruebas estáticas y de fatiga a estructuras en escala real.

El propósito de este trabajo es diseñar un marco de carga, el cual servirá para realizar ensayos mecánicos de estructuras en escala real, una vez implementados tanto el sistema de aplicación de carga, como el de instrumentación y control.

El presente trabajo contribuirá de manera importante a mejorar las instalaciones del IPN, y del país en general, con infraestructura que permitirá ampliar la capacidad de pruebas a componentes en escala real de aviones utilitarios, con lo que se tendrá la posibilidad de cumplir con criterios de certificación por medio de los ensayos mecánicos mencionados anteriormente. Sin embargo, se planea que los ensayos no se limiten a estructuras de vehículos aeroespaciales, sino que también sea posible ensayar otro tipo de componentes.

Por otra parte, se tendrá la capacidad de trabajar con la industria aeroespacial nacional y se contribuirá con el desarrollo de la misma en el país, al contar con el equipo necesario para realizar ensayos mecánicos de estructuras completas, lo que permitirá buscar la obtención de una certificación para una aeronave diseñada y construida completamente en México.

ALCANCE

El presente trabajo es parte de un proyecto que se planea completar en tres etapas, a saber: diseñar la parte estructural de un marco de carga; diseñar el sistema de aplicación de carga; y por último, diseñar el sistema de instrumentación y control.

El propósito de este trabajo es diseñar un marco de carga sólo en la parte estructural, es decir, no se aborda el desarrollo del sistema de aplicación de cargas ni tampoco del sistema de instrumentación y control.

Se realizará tanto el diseño conceptual como el de detalle, siguiendo las metodologías pertinentes, como el QFD, y se hará el modelado geométrico en un programa de CAD del marco de carga, tomando en cuenta los materiales comerciales en el mercado nacional. También se usarán técnicas de Elemento Finito para el análisis de esfuerzos.

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METODOLOGÍA

Identificar

necesidad Planeación Identificar tareas

Desarrollar plan Estimar tiempo Organizar tareas

Análisis por Método del Elemento Finito

Discusión de resultados

Investigar estado del arte de ensayos en escala real de estructuras aeroespaciales

Diseño

Conceptual conceptos Generar conceptos Evaluar decisión Tomar

Refinar conceptos No

Sí Siguiente etapa Desarrollo de especificaciones (metodología QFD) Identificar clientes Generar requerimientos del cliente Generar especificaciones de ingeniería Establecer metas de diseño Desarrollo de conexiones Desarrollo de componentes Selección de materiales Realización

Física componentes Modelado de

Diseño de detalle (documentar resultados) Elaborar dibujos de definición Tomar decisión Refinar No

Sí Siguiente etapa

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ANTECEDENTES

Uno de los primeros casos de ensayos mecánicos en escala real de estructuras aeronáuticas se presentó en la década de 1940, en Australia, donde se desarrolló un sistema interconectado de palancas para aplicar una distribución de fuerzas concentradas a las semialas (ver Figura A-1), por medio de actuadores hidráulicos de alta precisión [2]. La intención era que la carga distribuida sobre toda la estructura se aplicara por un suministro central de presión hidráulica. La carga se aplicó mediante la operación manual de una válvula hidráulica. Las características esenciales de este método condujeron al posterior desarrollo de un sistema hidráulico de carga cíclica completamente automático, capaz de aplicar y controlar rápidamente cualquier rango deseado de carga. Ensayos de carga repetida se llevaron a cabo en el ala del avión Mosquito, pero éstos indicaron que la resistencia estática no se afectaba de manera apreciable debido a la carga cíclica.

Figura A-1. Ensayo del ala del avión Mosquito con un sistema hidráulico (ensayo de resistencia estático) [2].

Una versión mejorada del marco de carga hidráulico del avión Mosquito (ver Figura A-2) se utilizó para llevar a cabo ensayos para el avión Boomerang hasta una vida5 de 50,000 ciclos, mientras el ala era ensayada hasta períodos mucho más largos en un marco de carga de vibración por resonancia [2] desarrollado para este propósito (ver Figura A-3). En este marco se generaba una vibración en la estructura cerca de su frecuencia natural, dando así un rango mucho más rápido de prueba (al menos diez veces mayor al de un marco de carga hidráulico) con un gasto menor de

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energía. La técnica se desarrolló más a fondo en ensayos subsecuentes en los cuales se sujetaron masas y resortes a la estructura para modificar el modo de vibración para que la carga correspondiera a la carga de vuelo real sobre el ala entera.

Figura A-2. Marco de carga con sistema hidráulico del ala del avión Boomerang [2].

Figura A-3. Marco de carga por vibración para alas del avión Mustang [2].

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con datos de esfuerzo contra número de ciclos obtenidos de RAE6, así como de ciclos tierra-aire-tierra.

El marco de carga era esencialmente el mismo utilizado para los ensayos de fatiga del avión Mustang. La estructura se modificó para obtener los modos de vibración requeridos por medio de la sujeción de masas y resortes rígidos en las costillas correspondientes (ver Figura A-4). La carga principal se aplicó a través de resortes acoplados a actuadores hidráulicos y el sistema de carga se usó para llevar a cabo la calibración estática de galgas extensométricas para medición de deformación, fijadas a la estructura para monitorear las cargas por vibración inducidas a lo largo de l ensayo [2]. Las cargas debidas a la inercia del motor y tren de aterrizaje se aplicaron por medio de resortes sujetos a la estructura de prueba, siendo de signo opuesto a la carga resultante por levantamiento. La frecuencia de vibración era de aproximadamente ocho ciclos por segundo.

Figura A-4. Vista general del marco de vibración del avión Dove [2].

E , e Ca adá, se desa olló u a o de a ga tipo e a o . Se consideró que esto

era más flexible que el marco convencional; se podían ensayar alas de cualquier tipo, fuselajes y otros componentes de aeronaves por medio de la sujeción de las piezas correspondientes, para formar el marco requerido [11]. En su forma original era posible ensayar alas de aviones de 36.5m de envergadura, con cargas ascendentes y descendentes aplicadas por actuadores hidráulicos operando únicamente en tensión.

La estructura de pruebas consistió de una serie de hasta 12 marcos tipo portal, hechos de secciones de acero estructural comercial en las cuales se hicieron barrenos en puntos y medidas estándar y se ensamblaban con pernos una vez que se tenía el arreglo requerido (ver Figura A-5). Cuatro vigas de concreto reforzado de sección T invertida se anclaron debajo del piso con dos canales de acero para la sujeción del marco. Las cargas se transmitían a la estructura de prueba por medio de parches adhesivos trabajando en tensión. El método consistía en parches de esponja de caucho pegados a una placa de acero, provista con un pequeño dispositivo para conectarlo al

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sistema de carga. La superficie expuesta del caucho era pegada a la piel del extradós de la estructura de prueba.

Figura A-5. Configuración típica de ala para ensayo estático [11].

En la década de 1960, en Canadá, se llevó a cabo un Ensayo de Fatiga a Escala Real (EFER) del avión CF-100 para determinar si la vida de servicio (en ese entonces aceptada de 2,800 horas) podía ser excedida de manera segura [11].

La consideración primordial al momento de aplicar las cargas fue asegurar que la distribución de cortante vertical y momento flector a lo largo de la envergadura del ala fuera correcta. La combinación ala-fuselaje se suspendió en el marco de carga de un punto en cada semiala, correspondiente al centro de levantamiento, a través de un arreglo de palancas conectado a varias almohadillas de carga. Estas fueron aseguradas a la superficie de la piel del extradós en la intersección de las costillas y las vigas frontales principales, se pegaron a la piel y se aseguraron en su lugar con pernos que pasaban a través del ala.

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Página | 9 Figura A-6. Arreglo del ensayo ala-fuselaje del avión CF-100 (vista frontal) [11].

Cuando se comenzó el trabajo de diseño de la aeronave de transporte YS-11, el comportamiento de fatiga de la estructura era uno de los problemas esenciales en el diseño estructural, por lo que se planeó un EFER para garantizar una vida de 30,000 horas de vuelo.

La estructura de prueba consistió en la viga central y las cajas de torsión con los pilones para los motores, excluyendo los componentes secundarios de la estructura del ala, como los bordes de ataque, bordes de salida, alerones y flaps, ver Figura A-7. En la posición del motor se localizaron tres actuadores a lo largo de la cuerda; los actuadores delantero, medio y trasero proporcionaban las cargas de inercia del motor, las cargas producidas por el aire y torque, respectivamente [5].

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El arreglo general del equipo de carga consistió en actuadores hidráulicos, fuentes de potencia hidráulicas, un dispositivo de programación y dispositivos de control. El dispositivo de programación producía voltaje cíclico de acuerdo con la carga principal dada, amplitud y frecuencia del espectro grabado. Cada una de las cargas en los actuadores se ajustó retroalimentando la carga aplicada al dispositivo de control. La carga aplicada se midió por celdas de carga montadas entre cada actuador y la estructura de prueba.

En 1974 se completó un EFER del ala de la aeronave Marcel-Dassault Mirage III [12]. La secuencia de carga para el ensayo se diseñó para representar lo más cerca posible la compleja situación experimentada en servicio. Fue el primer ensayo multicanal en usar carga controlada servo-hidráulica de ciclo cerrado (ver Figura A-8). Incluía un servo-controlador de ciclo cerrado y una válvula de seguridad servo-hidráulica de descarga. Se utilizaron almohadillas pegadas a la piel del ala para sujetar los actuadores a través del sistema de palancas.

Figura A-8. Marco de carga del ala del avión Mirage [12].

El marco de carga se dividió en dos secciones estructurales, una que aplicaba las cargas y la otra que reaccionaba a las mismas. La primera parte consistió de marcos tipo portal sobre el ala, de donde se sujetaron actuadores hidráulicos y sus respectivos sistemas de palanc as que aplicaban cargas ascendentes al ala y estructura de carga del tren de aterrizaje. La segunda parte consistió en una estructura simulada7 de fuselaje que reaccionaba con todas las cargas aplicadas. El marco de reacción fue la primer parte en ser erigida, esto permitió realizar una revisión temprana de la sujeción del ala. La Figura A-9 muestra las sujeciones de acoplamiento para las cargas del ala y la estructura de imitación de fuselaje.

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Página | 11 Figura A-9. Estructura de imitación de fuselaje (marco de reacción) del marco de carga [12].

En 1982, en Australia, se instaló un marco de carga de fatiga para el avión CT4 que incorporaba equipo de control y carga [2]. El marco comprendía seis columnas de acero soportando vigas transversales, en las cuales los actuadores y mecanismos asociados eran montados.

Actuadores electro-hidráulicos servo-controlados se usaron para aplicar las cargas en siete ubicaciones. La distribución representativa de cargas del ala y empenaje horizontal se logró a través de un sistema de vigas proporcionales de carga (sistema de palancas), ver Figura A-10. Se incorporaron algunos avances, como el uso de arreglos de uniones en paralelogramo entre los sistemas de palancas superior e inferior de manera que los actuadores que estaban por encima pudieran aplicar la carga en forma ascendente y descendente.

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Entre 1980 y 1990 se desarrolló un marco de carga para el avión Pilatus PC9, debido a que no se habían realizado EsFER8 para este avión, ni su predecesor el PC-7. Dicho ensayo era necesario para establecer información de fatiga a largo plazo [2].

Las estructuras designadas para el ensayo fueron el ala, la estructura de soporte del tren de aterrizaje principal, empenaje, fuselaje y monturas del motor. Las superficies de control, tales como alerones, elevadores, flaps y frenos de velocidad no se tomaron en cuenta para el ensayo. El arreglo del sistema de carga era tal que la región inferior central del ala fuera accesible mientras el ensayo estaba en marcha, y de esta manera se pudieran desarrollar inspecciones diarias en esta región. El arreglo global del ensayo se muestra en la Figura A-11.

Figura A-11. Ensayo de Fatiga del avión PC9/A [2].

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ESTADO DEL ARTE

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CAPÍTULO I - ESTADO DEL ARTE

En este capítulo se mencionan los trabajos relevantes que han sido desarrollados en los últimos años, referentes al ensayo de estructuras aeronáuticas en escala real, enfocándose en los aviones ligeros, pero sin limitarse únicamente a ellos. La información está organi zada en tres partes. La primera corresponde a los avances en cuanto a los marcos de carga para llevar a cabo los ensayos de acuerdo a las principales funciones identificadas. La segunda parte corresponde a la reglamentación y normatividad en donde se incluyen algunos aspectos sobre el paradi gma actual para el desarrollo de estructuras aeroespaciales, se mencionan las agencias gubernamentales que rigen la certificación de aeronaves, también se ofrece explicación sobre las categorías de aeronaves y los factores de carga que normativamente deben soportar. Por último, en la tercera parte se muestra información sobre las especificaciones de los aviones más utilizados en México y otras regiones, tanto de carácter utilitario como acrobático, con el fin de contar con parámetros de referencia para establecer la capacidad y dimensiones del marco de carga.

1.1.Marco de Carga por División Funcional

Con base en la revisión bibliográfica realizada se ha determinado que un marco de carga se divide en seis funciones principales, las cuales son: 1)Sujeción de estructura de prueba, 2)Ensamble del marco de carga, 3)Soporte del marco de carga, 4)Aplicación de carga, 5)Distribución de carga y 6)Transmisión de carga a la estructura de prueba. Cada una de estas funciones se revisará a continuación y se describirán los sistemas encontrados en la literatura.

1.1.1. Sujeción de Estructura de Prueba

De acuerdo a la revisión realizada se encontró que existen dos maneras de cumplir esta función, a saber: la utilización de un marco de reacción y también por medio de estructuras simuladas.

Marco de Reacción

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En 2002, en Australia, se comenzaron las pruebas del empenaje del avión P3C, como parte de un proyecto colaborativo con Holanda y Estados Unidos [2], para determinar la capacidad estructural en fatiga de esta aeronave. La contribución de Australia a este proyecto consistió en un Ensayo de Fatiga a Escala Real (EFER) del empenaje de esta aeronave fuera de servicio. La estructura para el ensayo estaba constituida por el estabilizador horizontal, estabilizador vertical y la sección anterior del fuselaje. El timón de dirección y los elevadores se incluyeron para ayudar a introducir las cargas pero no se consideraron parte de la estructura analizada en el ensayo.

La estructura de prueba se conectó mecánicamente a una parte del fuselaje trasero conocida como estructura de transmisión, la cual a su vez estaba sujeta al marco de carga por medio de un marco de reacción en un arreglo en voladizo (Figura 1.1). La función del marco de reacción, además de sujetar la estructura de prueba, consiste en resistir las cargas aplicadas a ésta, y a su vez transmitirlas al suelo. El marco de carga fue diseñado y manufacturado principalmente en el mismo lugar de instalación.

Figura 1.1. Ensayo del empenaje del avión P3C [2].

Por parte de Estado Unidos, Lockheed-Martin, que realizaba ensayos de fatiga del ala y fuselaje en paralelo con la DSTO9, proveyó actuadores hidráulicos para la aplicación de las cargas de prueba, adecuados para el ensayo del empenaje, y debido a que este último se había diseñado previamente, las ubicaciones de los actuadores y el número de ellos difería de los proporcionados por Lockheed-Martin, por lo que las cargas se tenían que convertir primero en distribuciones de momento flector, cortante y momento de torsión antes de ser reconvertidas a las cargas requeridas en los actuadores para el ensayo de la parte anterior del fuselaje y estabilizadores.

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Entre 2000 y 2005 se llevó a cabo el ensayo en escala real de la parte anterior del empenaje del avión F18/A [2]. Un gran marco de reacción se construyó para los actuadores que simulaban cargas por maniobra del estabilizador vertical y horizontal (ver Figura 1.2). Todos los marcos se sujetaron al piso del laboratorio. Se diseñó un sistema de rieles para la remoción e instalación de la estructura de prueba, con el fin de permitir que ésta fuera retirada del marco para inspección, debido a que originalmente no se disponía de acceso. Esto permitió que la estructura de prueba no estuviera obstruida por el sistema de palancas o almohadillas de carga durante la inspección. Los actuadores utilizados para simular las cargas debidas a los motores y la reacción del fuselaje se instalaron en un tranvía para que se pudieran remover antes de que la estructura de prueba fuera retirada. Un marco tipo portal se construyó por separado para soportar el sistema de vibración dinámico del estabilizador vertical.

Figura 1.2. Vista posterior del empenaje del avión F18/A en el marco de carga [2].

Estructuras Simuladas

Las estructuras simuladas son representaciones simplificadas de un componente o parte de una aeronave o estructura de prueba, construidas de forma semejante al elemento en cuestión (generalmente se trata del tren de aterrizaje o del empenaje), lo que permite sujetar e introducir las cargas al contar con adaptaciones para tal fin.

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El ensayo consistió en cuatro etapas principales: ensayo de durabilidad, dos vidas10; ensayo de tolerancia al daño, una vida (ver nota al pie), y posterior introducción de daños artificiales; ensayo de resistencia residual; inspección de la estructura, enfocándose en ubicaciones críticas. Las cargas fueron aplicadas por actuadores.

Para simular la distribución de presión, las cargas de los actuadores fueron distribuidas mediante sistemas de palancas sobre la piel del extradós del ala. Esta configuración permitió una introducción de la carga realista, y proveyó acceso a las ubicaciones críticas bajo el ala para su inspección. Las cargas de los actuadores se aplicaron mediante almohadillas pegadas sobre la piel del extradós del ala (ver Figura 1.3).

Figura 1.3. Configuración del ensayo de fatiga a escala real del avión PC-21 [13].

1.1.2. Ensamble del Marco de Carga

De acuerdo a lo identificado en la revisión bibliográfica, existen principalmente dos maneras de ensamblar un marco de carga: por medio de una configuración permanente; o empleando un arreglo ajustable.

Ajustable

Una configuración ajustable es un arreglo (barrenos practicados a distancias estándar, por ejemplo) de los elementos del marco que permite variar algunas de las dimensiones del marco por

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Página | 17 medio de la apropiada colocación de sus componentes de acuerdo al tipo de estructura a ser ensayada. Este tipo de configuración implica instalaciones construidas específicamente para albergar el marco y en la mayoría de los casos un piso especial que permita anclar las columnas en diferentes posiciones.

Recientemente en el laboratorio de resistencia de AVIC-SVI11 [14] se realizó el ensayo del avión anfibio ligero HO 300, para el caso de carga última12 por maniobra de cabeceo. La carga se aplicó en escalones de 10%, hasta un 100% de la carga última, mantenida por tres segundos y después liberada (ver Figura 1.4). Después del análisis de los datos del ensayo y examen en campo, se concluyó que no hubo pandeo ni falla.

En 2012, AVIC-SVI había conducido 67% del ensayo de resistencia para carga estática última y 67% del ensayo de resistencia para carga estática última en la maniobra de acuatizaje. El ensayo de carga última por maniobra de cabeceo continuo es el caso de carga más crítica para la aeronave. El ensayo se enfoca en la resistencia de ambas semialas y la zona de unión entre ellas.

La aeronave HO 300 es un avión anfibio ligero aprobado de acuerdo a la FAR Part 23 [9]. Cuenta con un solo motor y seis asientos, desarrollado independientemente por CAIGA13 y diseñada para turismo, deportes y entretenimiento, operaciones forestales y de agricultura, así como para sondeos y fotografía aéreos.

Figura 1.4. HO 300 en marco de carga para ensayo estático [14].

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Aviation Industry Corporation of China - Special Vehicle Institute 12

De acuerdo a la FAR Part 23, la carga última se define como la carga límite multiplicada por un factor de seguridad prescrito y la carga límite es la carga máxima esperada en servicio [9].

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Fijo

En el caso de un arreglo fijo o permanente, el marco de carga no puede modificarse para llevar a cabo el ensayo de diferentes estructuras porque se construye específicamente para una aeronave o estructura de prueba en particular. De acuerdo a la revisión bibliográfica se observó que este tipo de configuración es más utilizada para los aviones de combate, los cuales presentan una mayor complejidad que los aviones de carácter utilitario.

En 2005, en Australia, se comenzó el EFER del avión Hawk Mk 127 [2, 15]. El marco de carga consta de 1200 canales de información, 84 actuadores hidráulicos y 6 neumáticos (presurización de la cabina y tanque de combustible) con descarga controlada en todos los canales hidráulicos. También está presente un sistema de adquisición de datos que puede medir 1200 canales, de los cuales 770 son usados para galgas extensométricas.

El marco de carga es una estructura de tres niveles, de ocho metros de alto y consta de una plataforma en el primer nivel a dos metros del piso (ver Figura 1.5), la que provee suficiente espacio para la instalación de sistemas dentro de la zona del marco; también tiene un área de piso adicional en todos los niveles que rodean la estructura de prueba y que permite trabajar de manera ergonómica, así como una cubierta superior removible que facilita la instalación y remoción de la estructura de prueba.

Figura 1.5. Marco de carga del avión Hawk Mk 127 [2].

1.1.3. Soporte del Marco de Carga

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Anclado

El soporte de tipo anclado es un apoyo que se encuentra sujeto al piso por medio de canales que permiten acomodar dentro de ellos los elementos estructurales del marco al ser deslizados y asegurados con sujetadores mecánicos, lo que implica que el suelo de la instalación posea características específicas.

En 2004 se realizó en la Universidad de Brno14 el ensayo estático del planeador ultra ligero Atlas TST-10 [16], fabricado en material compuesto. Se ensayó el ala de esta aeronave para un caso de ráfaga de 15m/s, y un factor de carga de 4.56 (164% de carga límite), produciéndose una falla en la articulación con la cual estaba sujeta al marco de reacción. También se ensayó para una combinación de dos casos: 1) fuerza de corte y momento flector para ráfaga negativa de -15m/s, con un factor de carga de -2.53 y 2) momento de torsión para ráfaga negativa de -7.5m/s, factor de carga de -2.07, soportando 177% de la carga límite, presentando falla en la piel (ver Figura 1.6 y

Figura 1.7).

Figura 1.6. Ensayo de la semiala en material compuesto del planeador ligero Atlas TST-10 [16].

Figura 1.7. Ensayo del fuselaje del planeador ligero Atlas TST-10. Vista lateral [16].

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Cargas Autocontenidas

Los soportes de cargas autocontenidas tienen la particularidad de que no van anclados al piso, sino simplemente apoyados. Como las cargas generadas entre el marco y la estructura de prueba no pueden transmitirse al suelo, la estructura del marco debe tener un arreglo tal que dichas a gas sea auto o te idas , lo ue se log a a te ie do el a o de a ga e su aso el a o de reacción como una sola estructura.

A finales del 2010 y principios del 2011 se construyó en ESIME Ticomán un marco de carga para realizar ensayos mecánicos a postes de sujeción de catenarias para la línea 12 del metro del D.F., por encargo de la compañía Alstom S.A. de C.V. [17], con capacidad de una tonelada, y dimensiones de 2.5m de largo, 2.5m de alto y 0.4m de ancho.

Como parte del proyecto SIP-20121564 [17], se realizó durante el 2012 la adaptación de este marco ya existente para la realización de pruebas de resistencia estática de semialas a escala reducida. Algunas de las adaptaciones consistieron en el acoplamiento de una interfaz de empotre capaz de sujetar el espécimen de pruebas a diferentes ángulos de ataque, también se implementó un sistema de palancas para la distribución de la fuerza (Figura 1.8), esta última aplicada por un actuador hidráulico. La introducción de la carga se logró por medio de zapatas de madera con la forma del perfil. La validación del marco se llevó a cabo en Diciembre del 2012 con el ensayo de una caja de torsión metálica. Actualmente se trabaja en la optimización del marco y la habilitación para ensayos dinámicos, explorando la posibilidad de implementar válvulas servo-hidráulicas de control direccional conectadas a una tarjeta de adquisición de datos, así como en el software de control.

a)

b)

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Como parte del proceso de validación del Honda Jet [18], se implementó un ensayo de resistencia de un componente para comprobar el diseño estructural del empenaje, para ello fue sometido hasta la carga última. Para el ensayo se usó un fuselaje anterior sustituto, el cual simula la estructura real, para evaluar la integridad de la estructura de unión. También se midió la flexión y la distribución de rigidez en torsión.

Figura 1.9. Marco de carga para el ensayo del empenaje del Honda Jet [18].

La configuración general del marco es del tipo de cargas autocontenidas, no cuenta con marco de reacción, la estructura de prueba se sujeta directamente al marco, sus dimensiones son fijas, lo que significa que únicamente se pueden ensayar empenajes. Las cargas se aplican a la estructura de prueba a través de un sistema de palancas y almohadillas en tensión pegadas a la piel del extradós del estabilizador horizontal (ver Figura 1.9).

1.1.4. Aplicación de Carga

Dependiendo de las condiciones que se deseen reproducir en un ensayo, existen tres formas de aplicar la carga a la estructura de prueba, estas son: mediante un sistema de carga hidráulico, con un sistema neumático o empleando un sistema mixto.

Sistema de Carga Hidráulico

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En la Universidad de Brno, República Checa, en el año 2000 se realizó una prueba de resistencia de la semiala, construida en material compuesto, del avión UFM-10 Samba [19]. Se tenía como propósito cumplir con los requerimientos de aeronavegabilidad por medio del ensayo de la semiala para dos casos de carga: 1) efecto de ráfaga de 15m/s, a una velocidad de la aeronave Vc=192.5 Km/h, donde el máximo factor de carga de 4.67 es alcanzado y 2) una combinación de fuerza cortante y momento flector correspondientes a una carga provocada por ráfaga negativa (mismos valores del caso anterior) donde un factor de carga máximo de -2.67 es inducido en el ala.

Mientras se encuentra en servicio, el ala de esta aeronave está sometida a una carga continua a lo largo de la envergadura y a una fuerza concentrada en la costilla de raíz, producida por el larguero opuesto del ala, el cual se encuentra fijo a esta costilla. La fuerza concentrada en la costilla de raíz fue producida por un cable conectado directamente al sistema de distribución de carga, el cual consistió en un sistema de palancas conectado a una celda de carga y ésta a su vez a un actuador hidráulico, encargado de generar la carga total sobre la estructura de prueba (ver Figura 1.10). Los dos casos de carga considerados para el ensayo se llevaron a cabo con el mismo sistema de distribución de carga.

Figura 1.10. Semiala del avión UFM-10 Samba soportando carga límite. Carga aplicada por actuador hidráulico [19].

Como parte del proceso de adaptación del marco de carga denominado BESTER-AERO15 [17], en la etapa de diseño de detalle se decidió la implementación de un cilindro hidráulico con dos entradas/salidas de potencia en los extremos (Figura 1.11), con el fin de que el actuador pudiera operar con doble acción, esto pensando que en un futuro se tenga la posibilidad de automatizar sus funciones y con el fin de poder utilizarlo en otras aplicaciones dentro del mismo laboratorio de ensaye de materiales. Las principales características del cilindro son: una carrera relativamente grande, de al ededo de los pulg), diámetro de ≈ pulg una presión máxima

15

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de operación de 207bar (3000 psi). El actuador fue fabricado bajo especificaciones por una empresa mexicana especializada en fabricación de componentes hidráulicos.

a)

b)

Figura 1.11. Dispositivo de aplicación de carga del BESTER-Aero. a) Esquema del dispositivo de aplicación de carga b) actuador montado en el marco [17].

Para el ensayo del 777 [8] se analizaron las cargas de prueba generadas en el componente para cada condición de carga estática con el fin de cumplir con los valores requeridos de momento, cortante y torsión. Estas cargas de prueba fueron aplicadas al estabilizador usando varios actuadores hidráulicos conectados a aditamentos de acoplamiento, montados sobre la estructura del estabilizador (ver Figura 1.12). El estabilizador se montó en el dispositivo de ensayo en las uniones del punto de giro, como sería en una aeronave.

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Figura 1.13. Secuencia del ensayo del estabilizador horizontal del 777 [8].

La estructura de prueba se instrumentó con galgas extensométricas, indicadores de deflexión electrónicos (EDI, por sus siglas en inglés), y celdas de carga calibradas en cada estación con el fin de monitorear las respuestas estructurales y proveer información para correlación con predicciones analíticas. El ensayo se realizó en el exterior bajo condiciones de intemperie e incluyó tres condiciones de carga estática crítica: flexión positiva, negativa y asimétrica. La Figura 1.13 muestra la secuencia de carga. Ensayos adicionales a los requeridos para la certificación incluyeron fatiga, carga última, y ensayo hasta la destrucción. El estabilizador horizontal fue sujeto al espectro de carga de fatiga equivalente a 120,000 vuelos, con el fin de satisfacer los objetivos del programa.

Sistema de Carga Neumático

El sistema neumático es un dispositivo que transforma la energía neumática en mecánica y también tiene como función aplicar cargas a la estructura de pruebas. Se diferencia del sistema hidráulico en que no afecta significativamente las características dinámicas de la estructura de prueba.

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Página | 25 Figura 1.14. Detalle de bolsas de aire y vibradores

electromagnéticos colocados en el estabilizador horizontal [2].

Sistema de Carga Mixto

Un sistema de carga mixto es una combinación del sistema hidráulico y del neumático que se emplea cuando se desean conocer características muy específicas de la estructura de prueba. Este sistema se ha empleado principalmente en ensayos realizados a aeronaves de combate para conocer las cargas por maniobra en el estabilizador horizontal, por ejemplo.

Para el ensayo de A320 [7], las estructuras de prueba se instalaron en un arreglo que consistió en sistemas de sujeción, varios marcos de carga, sistemas de introducción y distribución de carga (sistemas de palancas), plataformas de inspección, los sistemas de carga hidráulico y neumático, así como los sistemas de control y adquisición de datos (ver Figura 1.15). Se instalaron actuadores duales servo-hidráulicos, 61 para el ala y 33 en el fuselaje, con el fin de simular las fuerzas de inercia y aerodinámicas de la estructura. Las cargas se aplican por medio de sistemas de palancas, accesorios remachados a la estructura, almohadillas pegadas sobre las semialas o por medio de estructuras de simuladas, las cuales asemejan de forma simple la estructura original y en la mayoría de los casos se utilizan para poder sujetar adecuadamente la estructura de prueba o para introducir la carga a la misma.

Figure

Figura 2.5. Los diagramas de momento para este marco se indican en la Figura 2.6.

Figura 2.5.

Los diagramas de momento para este marco se indican en la Figura 2.6. p.65
Figura 2.11. Apoyos parcialmente empotrados [39].

Figura 2.11.

Apoyos parcialmente empotrados [39]. p.66
Figura 2.12. Articulaciones ficticias [39].

Figura 2.12.

Articulaciones ficticias [39]. p.66
Figura 2.13. Identificación de reacciones y grados  de libertad [39].

Figura 2.13.

Identificación de reacciones y grados de libertad [39]. p.67
Figura 2.18. Desplazamiento de coordenada global [39].

Figura 2.18.

Desplazamiento de coordenada global [39]. p.70
Figura 2.19. Transformación de cargas locales a globales [39].

Figura 2.19.

Transformación de cargas locales a globales [39]. p.71
Tabla 2.1. Ejemplos de tipos de elementos para Análisis de Elemento Finito [41].

Tabla 2.1.

Ejemplos de tipos de elementos para Análisis de Elemento Finito [41]. p.75
Tabla 3.3. Identificación de requerimientos obligatorios.

Tabla 3.3.

Identificación de requerimientos obligatorios. p.82
Tabla 3.6. Traducción de los requerimientos.

Tabla 3.6.

Traducción de los requerimientos. p.86
Figura 4.1. Pasos del diseño conceptual (adaptada de [43]).

Figura 4.1.

Pasos del diseño conceptual (adaptada de [43]). p.94
Figura 4.3. Descomposición de las funciones del marco de carga; a) Descomposición de la función global (primer nivel), b) Descomposición de las funciones principales (segundo nivel), c) Refinamiento de las subfunciones (tercer nivel), d) Cuarto nivel de de

Figura 4.3.

Descomposición de las funciones del marco de carga; a) Descomposición de la función global (primer nivel), b) Descomposición de las funciones principales (segundo nivel), c) Refinamiento de las subfunciones (tercer nivel), d) Cuarto nivel de de p.97
Figura 4.4. Árbol de funciones del marco de carga. Los elementos en gris denotan funciones

Figura 4.4.

Árbol de funciones del marco de carga. Los elementos en gris denotan funciones p.99
Figura 4.12. Conceptos generados para la subfunción F3.3 Transmitir carga al elemento de prueba

Figura 4.12.

Conceptos generados para la subfunción F3.3 Transmitir carga al elemento de prueba p.105
Tabla 4.11. Conceptos retenidos.

Tabla 4.11.

Conceptos retenidos. p.111
Figura 4.13. Integración de conceptos en el árbol de funciones.

Figura 4.13.

Integración de conceptos en el árbol de funciones. p.114
Figura 4.14. Concepto global del marco de carga.

Figura 4.14.

Concepto global del marco de carga. p.115
Figura 5.1. Elementos básicos de diseño del producto [42].

Figura 5.1.

Elementos básicos de diseño del producto [42]. p.117
Tabla 5.2. Propuesta del sistema de carga.

Tabla 5.2.

Propuesta del sistema de carga. p.121
Figura 5.4. Aplicación de carga sobre el puente secundario.

Figura 5.4.

Aplicación de carga sobre el puente secundario. p.123
Figura 5.5. Aplicación de carga sobre el puente principal.

Figura 5.5.

Aplicación de carga sobre el puente principal. p.124
Figura 5.7. Función de levantamiento y distribución de las fuerzas en las costillas.

Figura 5.7.

Función de levantamiento y distribución de las fuerzas en las costillas. p.126
Figura 5.10. Detalle de las conexiones del sistema de palancas.

Figura 5.10.

Detalle de las conexiones del sistema de palancas. p.129
Figura 5.12. Interfaz marco-estructura de prueba.

Figura 5.12.

Interfaz marco-estructura de prueba. p.131
Figura 5.18. Fuerzas actuando en los sujetadores del plato. Izquierda, fuerzas globales

Figura 5.18.

Fuerzas actuando en los sujetadores del plato. Izquierda, fuerzas globales p.134
Tabla 5.11. Esfuerzos en los tornillos.

Tabla 5.11.

Esfuerzos en los tornillos. p.136
Tabla 5.13. Longitud y orientación de los elementos.

Tabla 5.13.

Longitud y orientación de los elementos. p.137
Figura 5.20. Descomposición de las cargas.

Figura 5.20.

Descomposición de las cargas. p.138
Figura 5.21. Cargas totales actuando en los nodos.

Figura 5.21.

Cargas totales actuando en los nodos. p.138
Figura 5.22. Desplazamientos por el método de la rigidez.

Figura 5.22.

Desplazamientos por el método de la rigidez. p.139
Figura 5.24. Punto de aplicación de carga cerca de las uniones (vista superior).

Figura 5.24.

Punto de aplicación de carga cerca de las uniones (vista superior). p.141