Modelado geométrico de un helicóptero Biplaza

INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONAL

.ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERÍA MECÁNICA Y ELÉCTRICA UNIDAD TICOMÁN 

“Modelado Geométrico de un Helicóptero Biplaza” 

      Tesina 

Que para obtener titulo de: 

Ingeniero en Aeronáutica   

  Presentan: 

Aguilar Flores Víctor Antonio  Alanís González Roberto René  Cortes Andrade Carlos Eduardo 

D' Alva Hinojosa Rodrigo  Gálvez Villegas Oscar  García Mingüer Eduardo  Jiménez Villalobos Julio Cesar 

Lomelí Cornejo Juan Manuel  Martínez Ulloa Joaquín 

Oliver Sánchez Sergio  Pérez García Rey David 

Salas Rosales Eduardo  Sánchez Castellanos Hugo Alberto 

Saucedo González David  Villalobos Ramírez José Antonio  Zamorano Romero Gabriel Alejandro 

    Asesores: 

M. en C. Rogelio G. Hernández García  M. en C. Armando Oropeza Osornio 

Ing. Adelaido I. Matías Domínguez    

México D.F. 2010 

Índice General

Introducción ... 7

Capítulo 1 Modelado Geométrico del Rotor Principal ... 8

1.1 Objetivo General ... 8

1.1.1 Objetivos Específicos ... 8

1.1.2 Justificación ... 8

1.1.3 Alcance ... 8

1.2 Marco Teórico. ... 9

1.2.1 El proceso de Diseño. ... 9

1.2.2 Consideraciones de Diseño. ... 13

1.3 Configuración de las palas del sistema de Rotor Principal ... 14

1.3.1 Elección del perfil aerodinámico ... 14

1.3.2 Consideraciones de diseño del rotor principal. ... 16

1.3.3 Configuraciones de articulación de palas al núcleo del rotor principal. ... 16

1.3.4 Descripción del diseño ... 18

1.4 Justificación Matemática. ... 19

1.4.1 Especificaciones de Diseño ... 19

1.4.2 Desarrollo Matemático ... 19

1.5 Estimación de partes y componentes necesarios para la construcción del rotor principal. ... 24

1.6 Desarrollo del sistema de Rotor Principal. ... 26

1.6.1 Modelado Geométrico de las palas con el Software CAD NX6. ... 26

1.6.2 Modelado Geométrico del Núcleo del Rotor Principal con el Software CAD NX6. ... 27

1.6.3 Análisis funcional del ensamble del núcleo de rotor principal. ... 33

1.6.4 Determinación del C.G. y el peso del núcleo del rotor principal. ... 34

1.6.5 ensamble del rotor principal ... 36

1.7 Estimación de costos del Núcleo del Rotor Principal. ... 38

1.7.1 Estimación del costo total del Rotor Principal. ... 40

1.8 Conclusiones... 40

Capítulo 2 Modelado geométrico del sistema transmisión ... 41

2.1 Objetivo ... 41

2.1.1 Justificación ... 41

2.1.2 Alcance ... 41

2.2 Historia ... 42

2.3 Introducción... 44

2.3.1 Tipos de engranajes en helicópteros y su funcionamiento ... 44

2.4 Descripción del Sistema ... 47

2.5 Parámetros de Diseño ... 48

2.5.1 Relación de reducción ... 48

2.5.2 Fuerza dinámica ... 52

2.6 Modelado ... 56

2.7 Materiales y Lubricación ... 64

2.7.1 Materiales de engranajes ... 64

2.7.2 Lubricación de engranajes ... 65

2.8 Ajustes Dimensionales y Tolerancias ... 67

2.10 Costos ... 73

2.11 Conclusiones... 75

Capítulo 3 Modelado geométrico de la estructura y tren de aterrizaje ... 76

3.1Introducción... 76

3.2 Objetivo general ... 78

3.3 Objetivos particulares ... 78

3.4 Estructura principal del helicóptero ... 78

3.4.1 Marco teórico ... 78

3.4.2 Modelado geométrico y características del diseño de la estructura ... 80

3.4.3 Análisis de costos ... 85

3.4.4 Lista de materiales ... 87

3.5 Botalón ... 89

3.5.1 Descripción de funcionamiento ... 89

3.5.2 Consideraciones de diseño ... 89

3.5.3 Diseño conceptual ... 89

3.5.4 Modelado. ... 92

3.5.5 Análisis asistido por computadora ... 95

3.5.6 Hallazgos y conclusiones ... 107

3.5.7 Lista de materiales ... 108

3.6 Tren de Aterrizaje ... 111

3.6.1 Descripción del funcionamiento ... 111

3.6.2 Marco teórico ... 111

3.6.3 Consideraciones de diseño ... 112

3.6.4 Diseño conceptual... 113

3.6.5 Modelado ... 114

3.6.6 Análisis asistido por computadora ... 116

3.6.7 Secuencia de ensamble ... 126

3.6.8 Acotación funcional ... 128

3.6.9 Lista de materiales ... 130

3.6.10 Selección de procesos de manufactura. ... 131

3.6.11 Acero 300M ... 132

3.6.12 Aluminio 7075T6 ... 132

3.7 Conclusiones... 133

Capítulo 4 Modelado Geométrico de los Controles de Vuelo. ... 134

4.1 Objetivo. ... 134

4.1.1 Objetivos Particulares. ... 134

4.2 Justificación... 134

4.3 Alcance. ... 134

4.4 Introducción... 134

4.4.1 Palanca de paso colectivo ... 135

4.4.2 Palanca de paso cíclico ... 135

4.4.3 Acelerador ... 137

4.4.4 Pedales ... 137

4.4.7 Materiales ... 140

4.5 Bill of Materials Flight Controls ... 141

4.6 Modelado Geométrico ... 143

4.6.1 Descripción del modelado del conector de pedales (67-01-02-012.prt). ... 143

4.6.2 Sistema de mandos ... 148

4.6.3 Planos de Sub-Ensambles ... 149

4.7 Acotación Funcional ... 154

4.8 Dibujo esquemático Conector de Movimiento de Pedales ... 158

4.9 Dibujo Esquemático Control de Vuelo: ... 159

4.10 Análisis de Costos Sistema de Control de Vuelo ... 160

4.11 Conclusiones... 161

Capítulo 5 Motor ... 162

5.1 Objetivo ... 162

5.1.1Objetivos particulares ... 162

5.2 Justificación... 162

5.3 Alcance ... 162

5.4 Motor alternativo. ... 162

5.4.1 Historia ... 163

5.4.2 Estructura y funcionamiento ... 163

5.4.2.1 Cámara de combustión ... 163

5.5 selección del Motor. ... 167

5.6 Lycoming O-320-E ... 169

5.6.1El consumo de combustible ... 170

5.6.2 Desempeño del motor. ... 172

5.7 Modelado. ... 173

5.7.1 Cálculo del centro de gravedad ... 175

5.8 Actuaciones de los motores no sobrealimentados. ... 176

5.8.1 Ley de la potencia indicada con la altura. ... 177

5.8.2 Ley de disminución de la potencia resistente con la altura. ... 178

5.8.3 Ley de disminución de potencia efectiva con la altura. ... 178

5.8.4 Influencia de la altura sobre: ... 179

5.9 Ajuste de potencias. ... 182

5.9.1 Corrección altimétrica... 183

5.10 Diseño a detalle del montante. ... 184

5.11 Conclusiones Lycoming O-320 ... 186

Capítulo 6 Modelado geométrico del sistema de combustible ... 186

6.1 Objetivo ... 186

6.2 Alcances ... 186

6.3 Justificación... 186

6.4 Marco Teórico ... 186

6.4.1 Generalidades ... 186

6.4.2 Tipos de sistemas de combustible ... 187

6.4.3 Componentes del sistema de combustible ... 188

6.5 Modelado Geométrico ... 193

6.5.1 Consideraciones de Diseño ... 194

6.7 Diseño de detalle del sistema de combustible ... 211

6.8 Análisis de Costos del sistema de combustible ... 213

Capítulo 7 Modelado Geométrico de la Cabina ... 216

7.1 Objetivo ... 216

7.2 Objetivos particulares ... 216

7.3 Materiales utilizados en la industria aeronáutica ... 216

7.3.1 Clases de materiales aeronáuticos ... 216

7.3.2 Los aceros en la aeronáutica... 216

7.3.3 Aleaciones ligeras de aluminio ... 217

7.3.4 Aleaciones de titanio ... 217

7.3.5 Aleaciones de magnesio ... 218

7.3.6 Materiales compuestos ... 218

7.3.7 Materiales plásticos... 218

7.4 Estimación preliminar del peso ... 219

7.5 Modelado ... 221

7.5.1 Modelado del fuselaje ... 221

7.5.2 Modelado de puertas ... 224

7.5.3 Modelado del parabrisas (Windshield Panel) y domos (Upper Window) ... 228

7.5.4 Modelado de la pared de fuego o mamparo... 230

7.5.5 Modelado del piso ... 230

7.5.6 Modelado asientos ... 232

7.6 Ensamble ... 233

7.7 Bill Of Material (BOM) ... 236

7.8 Análisis de resultados, peso, masa, área, volumen y centro de gravedad ... 237

7.9 Manufactura y Costos ... 241

7.9.1 Manufactura ... 241

7.9.2 Costos ... 244

7.10 Diseño de detalle ... 246

Capítulo 8 Instrumentos de navegación y de monitoreo de la aeronave ... 252

8.1 Planteamiento del problema ... 252

8.2 Objetivo ... 252

8.3 Justificación... 252

8.4 Alcance ... 253

8.5 Marco teórico y referencial... 253

8.5.1 Tablero de instrumentos ... 253

8.5.2 Vibración... 254

8.5.3 Instrumentos de Monitoreo y Navegación del Helicóptero ... 254

8.5.4 Selección de materiales y procesos... 260

8.5.5 Costos ... 265

8.5.6 Ensamble panel de instrumentos... 266

8.6 Modelado ... 275

Capítulo 9 Modelado geométrico del sistema eléctrico ... 281

9.1 Objetivo ... 281

9.3 Justificación... 281

9.4 Marco teórico ... 281

9.4.1 Antecedentes ... 281

9.5 Desarrollo ... 286

9.5.1Consideraciones generales ... 286

9.6 Peso del sistema ... 295

9.7 Centro de gravedad ... 295

9.8 Costo del sistema ... 296

Bibliografía y Cibergrafía ... 298

Capítulo 1 ... 298

Capítulo 2 ... 298

Capítulo 3 ... 299

Capítulo 4 ... 299

Capítulo 5 ... 299

Capítulo 6 ... 300

Capítulo 7 ... 300

Capítulo 8 ... 300

Capítulo 9 ... 301

Índice de Figuras ... 302

Índice de Tablas ... 310

Introducción

En la actualidad, en el panorama internacional cualquier país que se jacte de tener un desarrollo industrial y tecnológico, cuenta con programas industriales y de investigación en el área aeroespacial, el despunte en la utilización de aeronaves para su uso civil o militar ha hecho indispensable el desarrollo de nuevas tecnologías para ofrecer productos más confiables y baratos.

Dentro de estas aeronaves, nos encontramos con un producto particularmente interesante, los helicópteros, estos han demostrado a lo largo de su historia ser una herramienta fundamental no solo como medio de transporte versátil, sino su utilización en labores policiacas, contraincendios y de rescate, entre muchas otras.

México siendo el principal operador de helicópteros en la región latinoamericana, cuenta con la presencia de los principales fabricantes de helicópteros como son Eurocopter y Bell. Sin embargo el gobierno, la industria y las instituciones educativas se han visto aletargados en generar proyectos nacionales los cuales exploten este mercado en el desarrollo de nuevas tecnologías y propuestas vanguardista con tan bastas posibilidades.

De cara a lo anterior, es necesario que todos los participes desarrollen las estrategias necesarias para hacer frente a este problema y permitir una avance por demás beneficioso y nos permita colocarnos no solo en la vanguardia de operar helicópteros si no en el desarrollo de nuevas tecnologías.

El Instituto Politécnico Nacional consiente de todo esto ha hecho un esfuerzo por ofrecer una educación de la más alta calidad y adecuar los planes y programas de estudio con los más altos estándares internacionales a fin de formar a los profesionales que generaran desde las propuestas iníciales hasta la culminación de proyectos industriales de vanguardia que impulsen el desarrollo nacional.

Resultado de los conocimientos que el grupo de alumnos adquirieron durante el curso del seminario de Desarrollo de Proyectos en Ingeniería de Diseño, se presenta este trabajo para demostrar la calidad y el nivel con el cual han sido formados.

El proyecto se centra en el desarrollo conceptual de un helicóptero biplaza, tripala, de motor recíproco en la categoría de los livianos, el cual pretende establecer una base de diseño y de metodología la cual puede ser empleada para futuras implementaciones y mejoras.

El trabajo está estructurado en 9 capítulos, los cuales contienen los principales sistemas de un helicóptero: rotor principal, rotor de cola, transmisión, estructura y tren de aterrizaje, controles de vuelo, motor, sistema de combustible, sistema eléctrico, cabina, instrumentos de navegación y de monitoreo.

Cada uno de estos capítulos detallan el proceso de modelado geométrico, aplicación de normatividad, diseño de detalle, cálculo de pesos, determinación de centro de gravedad por sistema y finalmente costo de producción.

Capítulo 1 Modelado Geométrico del Rotor Principal

1.1 Objetivo General

Obtener el modelo geométrico del rotor principal de un helicóptero experimental biplaza tripala empleando el paquete de diseño asistido por computadora NX6 y realizar una estimación del costo de manufactura del componente.

1.1.1 Objetivos Específicos

 Justificar conceptualmente el modelo geométrico del rotor principal.

 Seleccionar componentes normalizados existentes en el mercado que puedan emplearse.

 Modelar geométricamente y ensamblar el subsistema.

 Realizar el diseño de detalle de dos partes y/o componentes del sistema.

 Determinar el centro de gravedad del subsistema.

 Estimar el peso aproximado del sistema.

1.1.2 Justificación

Dentro del proyecto, diseño y desarrollo de un helicóptero biplaza, tripala, se tiene la necesidad de hacer la propuesta de un sistema de rotor principal que provea al helicóptero de levantamiento y asegure su vuelo de traslación.

1.1.3 Alcance

Desarrollar el modelo geométrico que represente el sistema de rotor principal el cual debe cumplir con los requerimientos propuestos previamente para el prototipo del ensamble final, utilizando el software de diseño asistido por computadora CAD, NX6.

1.2 Marco Teórico.

1.2.1 El proceso de Diseño.

El inicio del proceso de diseño requiere el reconocimiento de una 'necesidad'. Esto normalmente viene de un «resumen de proyecto» o una «solicitud de propuestas de un cliente.

Estos requerimientos pueden venir de diversas fuentes:

 De la determinación de clientes potenciales.

 De los organismos militares de defensa.

 Del análisis del mercado y las tendencias de la demanda de aeronaves.

 Del desarrollo de un producto existente pero mejorado, adaptándolo a nuevas necesidades. (Añadiendo potencia, cambiando el sistema de propulsión.)

 De la explotación de nuevas tecnologías y otras innovaciones de la investigación.

Es fundamental entender al comienzo del estudio, dónde se originó el proyecto y reconocer qué factores externos influirán en el curso del proceso de diseño que se haya iniciado. En realidad, el proceso de diseño nunca termina, pues los diseñadores tienen la responsabilidad de monitorear la aeronave a través de su vida útil, es lo que sucede en las grandes armadoras como Boeing o Airbus. Esto implica en ocasiones realizar algunas modificaciones esenciales al producto que se encuentra en servicio y por tanto la ejecución de las reparaciones, así como las instrucciones de mantenimiento que son necesarias para mantener las aeronaves en condiciones de aeronavegabilidad.

De acuerdo a algunas referencias consultadas el método de diseño a seguir desde el inicio del proyecto hasta el fin representativo del mismo, se considerará, se divide en tres fases principales. Estas fases se ilustran en la Figura 1.1

Figura 1.1 Proceso de diseño.

Diseño Preliminar

Proyecto de Diseño

Diseño de detalle.

Manufactura

Pruebas

Escala de tiempo

Costos y esfuerzo de construcción.

La fase preliminar (a veces llamada la fase de diseño conceptual) se inicia con el resumen del proyecto y termina cuando los diseñadores han encontrado y refinado una línea base viable como plantilla de diseño. En algunas organizaciones industriales, esta fase se conoce como la

“viabilidad de estudio”. Al final de la fase de diseño preliminar, se elabora un documento que contiene un resumen de los detalles técnicos y geométricos sobre la línea base por diseñar.

Esto forma el proyecto inicial de un documento que será revisado posteriormente para contener una descripción detallada de la aeronave. Esto se conoce como “Especificación tipo de la aeronave.”

La siguiente fase (diseño preliminar) tiene la configuración de la aeronave definida a partir del final de la fase de diseño conceptual y consiste en la realización de un análisis detallado de mejora en la confianza técnica del diseño. Por ejemplo pruebas de túnel de viento, análisis CAE (Computer Aided Engineering) mediante software de elemento finito, análisis de la dinámica de fluidos para rediseñar la forma aerodinámica por ejemplo de las palas en el caso de un helicóptero. El análisis mediante elemento finito se utiliza principalmente para determinar la integridad estructural del elemento a diseñar. Los análisis de estabilidad y el control se utilizan para apreciar las características de vuelo, también llamadas de performance o de desempeño.

Las estimaciones de peso y balance se detallan cada vez con más precisión. Los factores operacionales (costo, mantenimiento y comercialización) y los procesos de manufactura son investigados en esta etapa, para determinar los efectos que puedan tener en la disposición final de diseño.

Todas estas investigaciones se hacen de modo que la empresa sea capaz de tomar una decisión sobre cómo proceder en la fabricación. Para ello requiere del conocimiento de la aeronave en cuestión, tales como sus características, con el objetivo de prever o determinar los métodos de fabricación y ser capaz de fabricarlos en fechas previstas. La fase de diseño preliminar termina cuando se toma esta decisión o cuando se cancela el proyecto.

La tercera fase del proceso de diseño (diseño de detalle) se inicia cuando se ha tomado la decisión de construir la aeronave. En esta fase, todos los detalles de la aeronave se traducen en dibujos y planos de ingeniería, las instrucciones de fabricación y suministro de solicitudes (los acuerdos de subcontratación en caso de que la empresa no maneje un proceso de manufactura y las órdenes de compra de materia prima). Progresivamente, a lo largo de esta fase, estas instrucciones se liberan al personal de la empresa y empresas subcontratadas para la manufactura de piezas. Es evidente que a medida que progresa el diseño en las primeras fases, a partir del diseño preliminar, pasando por el diseño de detalle y las fases de fabricación, aumentará el número de gente involucrada en el desarrollo proyecto de manera rápida, esta situación impacta en el costo final del producto.

Por ejemplo en una empresa grande solo un pequeño grupo de personas (quizás solo 20) está involucrado en el inicio del proyecto, pero al final; en la fase de manufactura, varios miles de personas pueden estar involucradas en los trabajos de producción. Esta acumulación de esfuerzos, como ya se mencionó, representa un aumento en los costos del proyecto como lo indica la curva color verde en la Figura 1.1

Algunos investigadores han demostrado gráficamente la interacción entre el costo y el gasto de un proyecto, los conocimientos adquiridos sobre el diseño y la reducción resultante de la libertad de diseño hacen que el proyecto madure. Estos mismos investigadores han abogado por una visión más analítica de la fase de definición de necesidades.

Argumentan que este análisis más profundo se traduce en una mayor comprensión del problema de diseño y de los efectos de los requerimientos de diseño y en el proceso en forma total. En forma temprana cuando se establecen los requisitos o requerimientos de diseño que son inalterables y además se sabe poco sobre los efectos que después tendrán estas limitaciones pueden tener considerables implicaciones sobre los costos. Por tal motivo se

recomienda establecer un diseño del tipo flexible, que se adapte y evolucione a lo largo del proceso de diseño. En general en ingeniería se recomienda ser flexible.

La garantía técnica de un proyecto radica en la competencia y la eficiencia del diseño, esto ocurre con las primeras etapas del proyecto, además de que se asegura que no existan cambios de última hora sobre el mismo. Hacer estos cambios resulta caro y puede significar que el proyecto termine. Los administradores están dispuestos a validar el diseño con un alto grado de confianza sobre el mismo durante la etapa preliminar y las siguientes fases del proyecto. Una consecuencia natural de esta la política administrativa es la congelación progresiva de la configuración de diseño conforme el proyecto vaya madurando.

En la primera fase de diseño preliminar, de existir cambios habrá que considerarlos, sin embargo, hacia el final de la fase de diseño, las modificaciones de menor importancia geométrica así como las modificaciones del sistema son permitidas. Si la aeronave no es adecuada durante esta etapa, entonces el proyecto y, posiblemente, toda la empresa estará en dificultades.

En el contexto descrito anteriormente: la “fase preliminar” de un proyecto es una etapa crucial a la hora de evaluar el éxito de una empresa en la realización de un proyecto. El trabajo de diseño de un proyecto, como se enseña en la mayoría de las universidades, se concentra en la etapa preliminar del proceso completo de diseño. El resumen del proyecto o solicitud de propuesta, se utiliza a menudo para definir el problema de diseño. Alternativamente, el problema puede originarse como un tema de diseño en un concurso de estudiantes patrocinados por una sociedad técnica como lo es el concurso “SAE Aerodesign”, en el cual los estudiantes tienen que sujetarse a los requerimientos que plantea el cliente en este caso los organizadores del evento. También puede ser patrocinado por un organismo gubernamental o una industria especifica.

El proyecto puede también ser propuesto a nivel local por un profesor o un equipo de estudiantes. Estas asignaciones de proyectos están en las listas de rango de alto nivel de detalle sobre un diseño donde no están bien definidos los objetivos y los requisitos son para realizar un nuevo y mejor reemplazo en las aeronaves existentes, también conocido este proceso como re-ingeniería.

En algunos casos, a los equipos de estudiantes, incluso se les puede pedir que desarrollen sus objetivos de diseño, bajo la orientación del profesor de diseño. Para reflejar mejor el ambiente de diseño en un entorno de la industria, las clases de diseño en la mayoría de las universidades dedicadas al tema participan equipos de estudiantes en lugar de especialistas profesionales. El uso de equipos multidisciplinarios en proyectos de diseño, emplea a estudiantes de diferentes disciplinas de la ingeniería, esto está siendo fomentado por la industria y los organismos de acreditación.

La dinámica de trabajo en equipo requiere un esfuerzo adicional. Sin embargo, este inconveniente enriquece considerablemente la experiencia de diseño y añade el uso de herramientas básicas de comunicación, trabajo interpersonal y la interacción con el conocimiento técnico adquirido durante el trabajo del proyecto.

Es normal que en un equipo de diseño de proyectos se tenga a todos los estudiantes dirigidos a través de asesorías individuales iniciales, sobre los requerimientos de diseño, que se les pida un estudio sobre aeronaves parecidas, que realicen una estimación inicial para el tamaño de sus aeronaves y producir un bosquejo del concepto inicial. El equipo completo entonces comenzará su tarea examinando estos conceptos individuales y valorando sus méritos como parte de su proceso de selección conceptual. Esto en paralelo al desarrollo de un plan de administración de equipos y un calendario de proyecto. En ese momento, se asignará a un

Actualmente, para algunos estudiantes, cuyas vidas cotidianas están llenas del uso de las computadoras para todo, desde la comunicación interpersonal hasta la solución de problemas complejos de ingeniería, no es difícil pensar que para ellos el proceso de diseño de las aeronaves es aquel en el que solo se tienen que introducir los requerimientos de funcionamiento o requisitos operacionales a alguna herramienta contenida en una supercomputadora para obtener resultados y esperar a que el informe de diseño final salga listo por la impresora. [Figura 1.2].

Figura 1.2 Proceso de Diseño Ideal.

De hecho, existen paquetes de software en el mercado que dicen ser “programas de diseño de aeronaves” de un tipo u otro. No es sorprendente que los estudiantes, que han leído acerca de nuevos aviones "diseñados completamente por computadora" en la industria, creen que pueden hacer lo mismo. Se oponen a lo que ellos consideran perder el tiempo en la realización de todos los cálculos y análisis básicos recomendados, y sienten que su tiempo está mucho mejor invertido en buscar una versión estudiantil de un avión, que abarque el llamado código de diseño. Este código de diseño se puede entender como el análisis digerido para la resolución de un problema de diseño; como si fuera una receta de cocina, en donde solo hay que seguir las instrucciones.

Se suele creer que estas herramientas estarán disponibles desde las grandes empresas aeronáuticas como Airbus o Boeing si tan solo puedan encontrar a la persona o sitio web adecuados. Si bien los códigos de diseño tanto de aviones simples "y los programas CAD/CAE de la industria aeroespacial masiva existen y desempeñan un papel importante, todavía no han sustituido los procesos básicos de estudio, cálculo y análisis establecidos de manera ortodoxa para el diseño de aeronaves basados en conocimientos de la física aplicada, traducida en el lenguaje universal de la matemáticas.

Los paquetes de software simple, que a menudo están disponibles libremente en distintos sitios de Internet, o muchos textos modernos de la ingeniería aeronáutica, pueden ser útiles en las tareas del especialista en diseño, si uno entiende los supuestos y limitaciones que implica su análisis. Muchos de estos códigos de computadora están basados en relaciones elementales de funcionamiento de las aeronaves, cálculos básicos de aerodinámica y los cálculos esenciales de control y estabilidad.

Figura 1.3 Proceso real de diseño.

Estos códigos de computadora, han sido circunstancialmente conectados a muchas afirmaciones simplificadas para determinadas categorías de aeronaves (la gran mayoría a vehículos hechos en casa y de aviación general). Las soluciones pueden ser obtenidas desde tales códigos más rápidamente, y ciertamente con un mayor entendimiento de las afirmaciones asumidas.

Cuando se es estudiante de diseño aeronáutico se pierde la mitad del tiempo buscando un código o guía de diseño, como las instrucciones para diseñar (la cual se espera provea una respuesta instantánea), pensando y trabajando a través de relaciones matemáticas y físicas fundamentales que son supuestamente familiares al estudiante, estas mismas relaciones se tienen que encontrar a lo largo del proceso de diseño. Los programas de computadora utilizados en la industria aeroespacial no se han creado para hacer el trabajo preliminar, esto es un trabajo que debe realizar el ingeniero, únicamente deben utilizarse para simplificar la fase de detalle dentro del proceso de diseño. Estos programas no están diseñados para definir los requerimientos y producir el diseño final. Se considera por tanto, que es tarea de los estudiantes de diseño de aeronaves aprender los procesos que se llevarán a cabo a partir de principios y conceptos, a través del diseño conceptual y en la etapa preliminar de diseño, hasta aplicar los códigos de diseño detallado. [Figura 1.3].

En este momento, es imposible prever si la primera parte del proceso de diseño será sustituido paulatinamente por programas de computadora más avanzados que apliquen automáticamente nuevos conceptos de diseño de aeronaves. Aun si ese programa se hace accesible y disponible para todos los ingenieros de diseño, es probable que no sea un sustituto para trabajar de manera constante a través del proceso de diseño para obtener una comprensión fundamental de las complejidades implicadas en el diseño de una aeronave real. [Referencia 1.1].

1.2.2 Consideraciones de Diseño.

El diseño conceptual es la aplicación organizada de la innovación a un problema real para producir un producto viable para el cliente. Esta fase empieza con el reconocimiento de la necesidad. Continúa hasta un punto que sea identificado como satisfactorio y punto de partida

como la configuración de base. Entre estos dos puntos de partida existe un número de etapas distintivas, parcialmente secuenciadas que deben ser investigadas.

Para los diseñadores principiantes de aeronaves la tendencia natural al iniciar un proyecto es perseguir únicamente el objetivo de diseñar la aeronave. Pero en la resolución del problema se comete el error de no incluir aspectos significativos alrededor del problema. Mucho tiempo y esfuerzo será invertido en el diseño de la aeronave, por lo tanto es muy importante que todos los criterios, las limitaciones y otros factores sean reconocidos antes de empezar a resolver el problema de diseño, de lo contrario mucho trabajo y esfuerzo puede ser desperdiciado. Por esta razón, la primera parte de la fase conceptual debe estar dedicada a una comprensión profunda del problema.

Los requisitos relacionados con la misión en general se incluyen en los objetivos del presente capítulo. Estos requisitos pueden ser en forma de valores de rendimiento puntuales (por ejemplo, número de pasajeros, número de palas, potencia del helicóptero, etc.), como una descripción de la misión del perfil o como cuestiones operativas (por ejemplo, capacidad de carga, equipos para transportar, etc.).

1.3 Configuración de las palas del sistema de Rotor Principal

1.3.1 Elección del perfil aerodinámico

La elección del perfil aerodinámico se basó en el cumplimiento de los requerimientos de diseño, como el número de Reynolds y fineza aerodinámica (relación CL/CD), establecidos en los datos preliminares propuestos por el coordinador del seminario. Se pretendió que el modelo geométrico cumpla con estos requerimientos. Se tomó la decisión de utilizar el perfil NACA 0012 pues cumple con estos requerimientos [1.2] El perfil NACA 0012 es un perfil simétrico (de curvatura 0) y con un espesor del 12 % de la cuerda. Para modelar geométricamente las palas del rotor principal las coordenadas del perfil se obtuvieron del sitio de Internet mencionado en [1.4.]

El perfil tiene la siguiente forma:

Figura 1.4 Esquema del perfil NACA 0012.

El perfil aerodinámico NACA 0012 es utilizado ampliamente. Los datos experimentales para la aerodinámica del NACA 0012 se obtuvieron de [1.3] Las medidas experimentales de las distribuciones de presión en la superficie y los perfiles se obtuvieron de una superficie de sustentación NACA0012 para determinar el levantamiento, resistencia, empuje, y los coeficientes de momento para distintas configuraciones. La geometría simple y la gran cantidad de datos de túnel de viento ofrecen un excelente caso de validación 2D.

El coeficiente de resistencia (C_D) a cero ángulo de ataque depende del número de Reynolds. Se toma en cuenta que el coeficiente de resistencia calculado es ligeramente mayor que el experimental. Se obtienen los valores aerodinámicos del perfil de datos experimentales en la gráfica de la figura 1.5. Las configuraciones de experimentación en comparación con la superficie de sustentación NACA0012 se consideran como configuración limpia. En estas condiciones, los datos sugieren que el perfil perderá sustentación cuando este alcance alrededor de 16 grados de ángulo de ataque:

Figura 1.5 Gráfica experimental del perfil NACA 0012.

1.3.2 Consideraciones de diseño del rotor principal.

Un helicóptero difiere fundamentalmente de una aeronave de ala fija en que su rotor principal proporciona los tres elementos esenciales necesarios para el vuelo: levantamiento, dirección y control. En un avión de ala fija el levantamiento es proporcionado por las alas, el empuje por los motores y el control por parte de los alerones, elevador y el timón.

Este trabajo se centra en el modelado geométrico de un rotor principal para un helicóptero biplaza de tres palas. El análisis del rotor principal se caracteriza por la complejidad de los fenómenos mecánicos en juego, que son a su vez inestables, incluso cuando corresponde a un caso de un vuelo estable. Por ejemplo, el caso del nivel de vuelo sólo puede explicarse teniendo en cuenta el periodo de batimiento de las palas del rotor.

Figura 1.6 Ensamble de las palas del rotor principal.

1.3.3 Configuraciones de articulación de palas al núcleo del rotor principal.

La siguiente figura ilustra un helicóptero en vuelo hacia adelante a una velocidad V:

Figura 1.7 Helicóptero en vuelo hacia delante

El rotor gira a un número determinado de rpm  así, si las palas son de longitud R, la punta viaja con una velocidad lineal de  R.

La punta de pala A, sin embargo, experimenta una velocidad de flujo de aire total de ( R + V), mientras que B experimenta sólo una velocidad en la punta de (R-V), donde V es la Velocidad de desplazamiento del helicóptero.

Por lo tanto, a lo largo del disco rotor, hay una diferencia en la velocidad del flujo de aire igual al doble de la velocidad de desplazamiento de la aeronave. Se sabe que el levantamiento es proporcional al cuadrado de la velocidad del flujo de aire (V²), por lo que el levantamiento producido por la pala que avanza será considerablemente mayor al de la pala que retrocede

con el mismo ángulo de ataque. Esto es, por supuesto, la razón por la que el momento de alabeo se torna incontrolable y este problema era al que se enfrentaban los primeros helicópteros en sus intentos de vuelo hacia adelante. [1.2].

Además, una pala en la posición "A" experimenta un levantamiento máximo y comienza a moverse hacia arriba tan pronto como el levantamiento excede el peso. Este movimiento se conoce como aleteo y, hasta que Juan de la Cierva presentó una articulación en la raíz de la pala para permitir que se produzca este movimiento, el vuelo hacia adelante era imposible.

La articulación se muestra en el diagrama siguiente:

Figura 1.8 Articulación de aleteo.

Una pala libre para hacer movimiento de alabeo, experimenta grandes fuerzas llamadas fuerzas de Coriolis en su plano de rotación, lo que causa que se retrase la pala hacia adelante y atrás en este plano. Además, como la resistencia es proporcional a V², las palas experimentan fluctuaciones en la fuerza de resistencia alrededor el azimut (parte central superior) que causan movimiento similar. Una segunda articulación por lo tanto debe ser colocada para permitir este movimiento de la pala, conocida como de retraso, Avance-Retraso, o arrastre, y la articulación se denomina articulación de arrastre.

Figura 1.9 Articulación de arrastre.

1.3.4 Descripción del diseño

Para fines del modelado del rotor principal se eligió la configuración de un rotor completamente articulado, con una flecha o mástil de rotor principal acoplado e impulsado por una transmisión principal (Capítulo 2), provocando el movimiento del núcleo de rotor y transmitiendo el levantamiento del rotor a la estructura; además con baleros en las articulaciones de paso y articulaciones de arrastre, ya que facilitan el mecanismo, el modelado geométrico y dichas articulaciones son de fácil manufactura.

Se propone que la construcción de las palas del rotor principal sea de material compuesto con una barra de fibra de carbono con resina como núcleo de la pala, la piel de fibra de vidrio y resina epóxica y rellenada con espuma de poliuretano. La piel de la pala se propone que también sea de material compuesto fabricada de resinas termo formadas y con material de refuerzo (fibra de vidrio), se eligió este material pues es la tendencia natural en la fabricación de este tipo de elementos aeronáuticos ya que ofrece la característica de peso sumamente ligero.

Se eligió la configuración de pala al núcleo de rotor principal con articulación de aleteo, (para permitir equilibrio en vuelo) y el beneficio en términos de control de vuelo. Gracias al momento de aleteo de la articulación se obtiene una gran flexión en la raíz de la pala, y este momento de aleteo se ha eliminado, al tiempo que garantiza la "rigidez" del ensamble por el efecto de la fuerza centrífuga.

Sin embargo, este movimiento de aleteo de las palas durante una rotación del rotor no está exento de consecuencias en términos de fuerzas de resistencia. Las fuerzas de resistencia aerodinámica está, por supuesto, presente (constante en el curso de una revolución para vuelo estacionario), pero también existe fuerzas dinámicas.

1.4 Justificación Matemática.

1.4.1 Especificaciones de Diseño

Tabla 1.1 Datos preliminares de diseño.

Características del Helicóptero a desarrollar Unidad Valor

Radio del rotor principal R (m) 3.5

Peso máximo de despegue MTOW (kg) 650

Peso vacío EW (kg) 330

Cuerda rotor principal c (m) 0.17

Angulo de torcimiento de pala θ_o (°) -7

Número de palas b 3

Excentricidad e 0.015 0.0525

Velocidad tangencial de la punta de la pala U (m/s) 200

Potencia H.P. 150

1.4.2 Desarrollo Matemático 1.4.2.1 Parámetros preliminares

Con los datos de radio del rotor obtuvimos el área de disco:

r

A  

2 2

4846 . 38

) 5 . 3 1416 . 3 (

m S

S







La solidez es la relación de la superficie efectiva de las palas sobre la superficie del disco rotor, y se calcula de la siguiente manera:

0463 . ) 0 5 . 3

* 1416 . 3 (

) 17 . 0

* 3 (

*  



R c b

 

1.4.2.2 Determinación de la potencia en vuelo estacionario.

Potencia Inducida.

En el diseño de rotores existe un valor que determina la cantidad de potencia que éste entrega entre la cantidad de potencia que consume, a dicho valor se le conoce como “Figure of Merit”

(η_i)o también se le puede llamar como eficiencia inducida y ésta puede determinarse mediante pruebas experimentales en el túnel de viento, por experiencia se sabe que η_i se encuentre entre 0.75 y 0.8.

Para la determinación de la potencia del helicóptero se tomó un valor de 0.77:

W

F

 

1 ³²

0  

La Fuerza Normal (FN) es el producto de la masa total de despegue de la aeronave por la aceleración de la gravedad:

g MTOW

FN  

N FN

s m kg

FN

5 . 6376

81 . 9

650 ²







La densidad del aire “ρ” se tomará a una altitud de n.m.m. (nivel medio del mar), que es de 1.2252 Kg. /m³.

 

HP W

Watts W

W

i i i

2813 . 91 746 88061 . 68095

88061 . 68095

4846 . 38 2252 . 1 2

5 . 6376 77

. 0

1

0 0

2 3 0









 



Potencia del Perfil.

El coeficiente de resistencia al avance tiene que ser corregido por alargamiento.

e AR C C

C_{Dp d} ^L



 

 

2

Los coeficientes de resistencia al avance y levantamiento para un número de Reynolds de 5000000 son:

C_D=0.0076 C_L=0.55

El alargamiento AR, es la relación entre el radio del disco y la cuerda de la pala:

58 . 17 20

. 0

5 .

3 





m AR m

c AR r

El número de eficiencia de Oswald (e) para un ala rectangular es de 1.

 

 

0122 . 0

1 58 . 20 141592654 .

3

55 . 0076 0

. 0

2





 



Dp Dp

C

C

Con el coeficiente de resistencia al avance corregido, ahora es posible obtener la potencia del perfil:

0 3

0 18

Dp

p S U C

W    

0122 . 0 200 0463 . 0 4846 . 38 2252 . 8 1

1 ³

0      

Wp

Watts W_p0 26856.13896

HP W_p0 26856.13896*74636.0001

La potencia total del rotor principal es la suma de la potencia inducida más la potencia del perfil:

0 0

0 i p

T

W W

W  

HP W

Fig.1.10 Gráfica Altitud vs. Potencia

En la figura 1.10 se puede observar el aumento en la potencia necesaria para vuelo estacionario conforme va incrementando la altitud. Esta primera estimación es utilizada para confirmar si el motor elegido proporcionará la potencia requerida para mantener en vuelo a la aeronave, o bien, realizar otra estimación utilizando nuevos datos preliminares para disminuir matemáticamente la potencia necesaria.

1.4.2.3 Determinación de la Potencia de Vuelo en Translación

La potencia de vuelo en translación es la suma de la potencia necesaria para mover el fuselaje, más la potencia inducida de vuelo en translación, más la potencia del perfil y la potencia de ascenso. Para la potencia del fuselaje se tiene que tomar en cuenta la resistencia al avance que éste genera.

La potencia de vuelo en translación tiene una variación conforme aumenta la velocidad de desplazamiento de la aeronave. Para el siguiente cálculo, se tomara una velocidad de 100 km/hr. Y una densidad del aire a nivel medio del mar que equivale a 1.2252 kg/m³.

Ascenso fus

p i

RP W W W W

W    

MgVz SV

C C

U SV S

W F

i

RP

    ) 

( 2 ) )

5 1 8 ( ( 2 )

1 *

(

2

   





watts W_RP 5599.510227191.840760181.82465093623.17

HP W_RP 93623.17*746125

En la siguiente gráfica se puede apreciar claramente la variación de la potencia con respecto a la velocidad de translación:

Figura 1.11 Gráfica Potencia Vs. Velocidad.

1.4.2.4 Determinación del Par Torsional y Esfuerzo Cortante del Mástil del Rotor Principal

Para obtener el par torsional se utilizarán los datos de la potencia total del rotor y la velocidad angular.

f T P



 2 f = frecuencia en rps, pero como

P T

seg rad

Watts T 57.1428

01957 . 94952



seg m N T 1661.6603  Esfuerzo cortante promedio:

2 tr_m2

T





Se propone la dimensión del mástil tubular con un radio externo de 0.0381m y un radio interno de 0.0254m, así se tiene un grosor (t) de 0.0127m, y un radio medio (rm) de 0.03175m.











MPa 6571 .

 20



Se propone utilizar acero inoxidable para la fabricación de dicho mástil, y el módulo de rigidez (G) correspondiente a éste material es de 6.8947e10 N/m², así se puede calcular el ángulo de torsión resultante del par torsional. Con una longitud (L) de 1.6129m

t G r

L T

m  



 ₂ 2



 







 e



rad x

1 ^



 





 1.52 10^2 180  0.872

 x rad

1.5 Estimación de partes y componentes necesarios para la construcción del rotor principal.

Tabla 1.2 BOM Bill of Materials

Se presenta el cuadro anterior para establecer los componentes en el rotor principal que había que modelar. Y se utilizó como punto de partida el sistema ATA, con las siguientes consideraciones:

Tabla 1.3 Consideraciones ATA

Adicional a lo anterior se realizaron las siguientes propuestas de clasificación para los números de parte por modelar geométricamente.

Tabla 1.4 Propuestas Clasificación-Números de Parte

Se decide utilizar la nomenclatura 62-20-01-001 para estandarizar el trabajo general.

Significado de 2 primeras cifras = Ensamble principal, luego siguientes = Sub-ensamble, siguientes = sub-sub-ensamble y las ultimas 2 cifras = versión.

1.6 Desarrollo del sistema de Rotor Principal.

1.6.1 Modelado Geométrico de las palas con el Software CAD NX6.

Se propone el siguiente modelo de palas de rotor principal.

Figura 1.12 Modelo preliminar de la pala del Rotor Principal

Figura 1.13 Estructura interna de la pala.

Figura 1.14 Ejemplo de Plano para la Pala del Rotor principal

1.6.2 Modelado Geométrico del Núcleo del Rotor Principal con el Software CAD NX6.

A continuación se muestran algunas imágenes del proceso de modelado de los componentes de rotor. Se utilizó el programa CAD/CAE UGS NX-6 como herramienta para realizar dicho proceso.

Para la articulación que permita el cabeceo libre de las palas (articulación de paso) se propuso el siguiente modelo, el cual permite el ensamblaje de la sujeción de la pala, los rodamientos necesarios y las varillas para el control del sistema.

Figura 1.15 Articulación de cambio de paso.

Figura 1.16 Articulación de aleteo o batimiento.

Para la articulación de aleteo o batimiento se obtuvo un componente cuyo modelo permite el ensamble de baleros que a su vez puedan ajustarse a la articulacion de paso y unirlos al núcleo o “hub”.

El modelado del plato debe contemplar el ensamble con la flecha, las articulaciones de cada pala, asi como parte de la sujeción con el swash plate.

Figura 1.17 Plato del núcleo del rotor principal.

Figura 1.18 Corte en xy del plato del núcleo del rotor principal.

Corte en el plano x, y. Muestra el ranurado con el cual hará contacto la flecha y transmitirá el movimiento giratorio del motor.

Figura 1.19 Sketch del modelado del plato del núcleo R/P.

Como inicio del modelado del plato del nucleo del rotor principal se realizó un sketch con el perfil deseado del plato, después se le aplicó el comando extrud” con la altura necesaria. Y el comando hole para los orificios que serán ocupados por los pernos de sujeción de la articulación de batimiento. El ranurado se propuso al momento de modelar la flecha, para garantizar un ensamblaje preciso. Se realizó un ensamble de la flecha con el plato, para despues aplicar el comando substract consiguiendo asi el espacio correspondiente al ranurado de la flecha.

Si bien se puede realizar ajuste con apriete entre los componentes del plato colectivo, es necesario un componente que transmita el movimiento giratorio de la flecha, con el fin de disminuir esfuerzos y asegurar la coordinación del mecanismo.

Se utilizo un sketch para realizar el perfil del componente, para que despues por medio de la opción revolve se consiguiera un modelado cilindrico.

Figura 1.20 Soporte del Swashplate.

El eje del rotor, es uno de los componentes mas importantes de un helicoptero, por medio de éste se transmite la potencia del motor a las palas, consiguiendo así el vuelo del aparato. El nucleo del rotor principal esta integrado y ajustado a la flecha del rotor principal la cual soporta las palas del rotor principal de las que recibe el levantamiento. Este absobe las fuerzas inducidas por rotacion (fuerza centrifuga, aleteo y cargas de avance y arrastre). Las palas convierten la potencia mecánica en fuerza aerodinámica llamada levantamiento. Las fuerzas que debe soportar el mastil del rotor principal son: el par torsional debido a la potencia del motor y la potencia necesaria para poner en movimiento el rotor. El momento (fuerza conocida como el producto de la fuerza por el brazo de palanca) se presentan en los extremos de la flecha, donde es el contacto directo con el sistema de motor y el subensamble del núcleo y palas. La segunda fuerza es la de tensión, debido a la fuerza ejercida por la sustentación del rotor principal, a eso se tiene que considerar que en vuelo es la flecha la que soporta el peso de la aeronave.

Para el modelado de la flecha, se tiene que considerar su respectivo ensamble con la transmisión por medio de un ranurado. Del mismo modo se considera un ranurado para la transmision del movimiento con el “hub”. Para asegurar el movimiento giratorio considerando la fricción y puntos de sujeción para reducir esfuerzos y vibraciónes, se propone utilizar rodamientos entre el eje y la cubierta tubular, que tiene como función proteger y ayudar al soporte de la flecha. También, se tuvo que proponer un perfil para asegurar puntos de sujecion que soporten las fuerzas de levantamiento y el peso del aparato.

Figura 1.21 Mástil del R/P-01. Figura 1.22 Mástil del R/P-02.

El mastil del rotor principal tiene la caracteristica de que está acoplado e impulsado por la transmision principal (Capítulo 2), tambien está acoplado con el plato oscilante (Controles de vuelo, Capítulo 5). El mástil oscila sobre el balero (en operación cíclica). Se mueve a lo largo de su cubierta (en operación colectiva). La cubierta y el soporte forman un vinculo rígido entre el mástil y la transmisión principal.

En la figura siguiente se puede observar la propuesta del perfil para la sujeción de los rodamientos:

Figura 1.23 Mástil Vista Frontal.

Estableciendo los criterios de diseño de la flecha se procedió a dibujar un perfil en sketch que cumpliera con las dimensiones necesarias, y al utilizar el comando revolve se obtuvo el componente tubular deseado. En cuanto a la parte del ranurado correspondiente al engrane de la transmisión, se estableció un acuerdo con los compañeros encargados del diseño de dicho sistema, y se obtuvieron dimensiones que satisfacieran las criterias de ambos sistemas, tanto para la transmisión como para el rotor principal.

Figura 1.24 Sketch (Boceto) del Mástil del Rotor Principal.

Como primer paso, se realizó un perfil utilizando el editor de sketch para posteriormente extruir el perfil y mediante el comando de instance feature con un arreglo circular, se multiplicó el perfil extruido para formar el ranurado alrededor del cilindro del eje.

Figura 1.25 Dientes superiores del mástil del R/P.

1.6.3 Análisis funcional del ensamble del núcleo de rotor principal.

Por medio de las tablas de índices de calidad de tolerancias, se pueden establecer las tolerancias, los ajustes: en apriete y juego de los componentes que se incluyen en el ensamble del eje del rotor, se utilizan como ejemplo el eje con ajustes necesarios para el ensamblaje de rodamientos. Debido a que los rodamientos son piezas estandarizadas, solo se aplicará ajuste a la flecha y a su cubierta tubular.

1.6.3.1 Definiciones.

Las tolerancias dimensionales fijan un rango de valores permitidos para las cotas funcionales de la pieza. Para poder clasificar y valorar la calidad de las piezas reales se han introducido las tolerancias dimensionales. Mediante estas se establece un límite superior y otro inferior, dentro de los cuales tienen que estar las piezas buenas. Según este criterio, todas las dimensiones deseadas, llamadas también dimensiones nominales, tienen que ir acompañadas de unos límites, que les definen un campo de tolerancia. Muchas cotas de los planos, llevan estos límites explícitos, a continuación del valor nominal.

El Comité Internacional de Normalización ISO, constituido por numerosos países, estudió y fijó el método racional para la aplicación de las tolerancias dimensionales en la fabricación de piezas lisas.

Figura 1.26 Análisis funcional.

1.6.3.2 Acotación funcional y propuesta de material.

Las acotaciones están en mm. Hay distintos fabricantes de rodamientos con los cuales se puede contar; con la calidad y variedad necesarias para satisfacer los requerimientos estructurales que conlleva el mecanismo del rotor principal. Se propuso utilizar dos rodamientos de bolas SKF 6215.

De las tablas de tolerancias, se decide asignar un índice de calidad m6 para el eje, que consiste en un rango de 30 a 11 micras, para diámetros de 50 a 80 mm, para un apriete mediano el cual puede ensamblarse a mano y puede desmontarse sin causar daños estructurales a los componentes. Como se indica en la [Figura 1.23], el eje es representado por el número 1, y los rodamientos por los números 2 y 3:

Apriete mediano 1 y 2, 3

03 . 0

011 . 0 03 . 0

20

. 76 6 7 2 .

76 H m  ^{ }_

De igual manera se establece un ajuste de apriete mediano entre los rodamientos y la cubierta tubular del eje del rotor, en este caso se tomó la tolerancia principal para agujero con calidad H7, para diámetros de 120 a 180 mm, para la cubierta que consiste un límite superior de 40 micras:

Apriete mediano 2,3 y 4

04 . 0

015 . 0 04 . 0

1420

6 7

142H m  ^{ }_

1.6.4 Determinación del C.G. y el peso del núcleo del rotor principal.

Para conocer el peso total del ensamble y saber si las dimensiones y material propuestos cumplen con el requisito del peso límite total asignado para el sistema de rotor principal, se utilizó el programa de diseño asistido por computadora (NX6).

Figura 1.27 C.G. y peso total.

Por medio de la aplicación Measure Bodies del programa CAD/CAE UGS NX-6, se puede obtener información como lo es el peso total del ensamble, así como su centro de gravedad con respecto al Work Coordinate System WCS, dando como datos:

Masa total del ensamble: 97.2 kg.

La posición del centro de gravedad estimado, indica si el ensamble se encuentra equilibrado y en su caso, el conocer la posición del peso del sistema, así como la fuerza de levantamiento, para el cálculo estimado de fuerzas totales que presentará el aparato.

Centro de Gravedad (indicado por el eje de coordenadas Xp, Yp, Zp:

0.181366387, -0.230783437, 1034.540968410 mm

Cabe señalar que esta primera estimación no incluye las palas y sus elementos de sujeción.

Analizando la posición del centro de gravedad, se puede observar que no coincide con el centro geométrico de los ejes X y Y, eso podría significar la presencia de vibración en el sistema y por lo tanto una disminución de su desempeño. Sin embargo, la asimetría de la cubierta tubular del eje del rotor influye en la variación del centro de gravedad con respecto al eje de simetría, como

1.6.5 ensamble del rotor principal

A continuación se presentan algunas imágenes que muestran el ensamble completo del sistema de rotor principal, es posible apreciar a detalle las palas así como su ensamble con la articulación de arrastre.

Figura 1.28 Vista superior del extremo de la pala

El ensamble de la pala con la articulación puede realizarse por medio de un perno que soporte los esfuerzos de flexión, además de rodamientos que faciliten el movimiento de dicho perno.

Figura 1.29 Articulación de arrastre y palas

Figura 1.30 Ensamble final en NX-6

Fig. 1.31 Vistas Isométrica y superior del Rotor Principal

Figura 1.32 Ensamble final del Rotor Principal.

1.7 Estimación de costos del Núcleo del Rotor Principal.

Se propone acero inoxidable 16Cr-2Ni para la articulacion de cambio de paso y para el componente de aleteo o batimiento. Con un costo aproximado de $ 2500 USD por tonelada. Se requieren 500 gramos por componente, esto se traduce como $ 1.25 USD por componente. El material propuesto para el plato del nucleo del rotor principal y para el mastil es acero inoxidable grado 316. Con un costo aproximado de $2500 USD por tonelada.

El material propuesto para la manga base del rotor principal (Fig. 1.20) es acero inoxidable extrasuave. Con un costo aproximado de $2210 USD por tonelada.

El costo aproximado del material del ensamble se puede establecer sabiendo la masa de cada componente y el precio por tonelada del tipo de material seleccionado.

Tabla 1.5 Costos de materia prima.

Elemento Masa del

componente (kg)

Tipo de material Costo por tonelada

Total

62-20-01-001 8.6 acero inoxidable

grado 316

$2500 USD 21.5

62-20-01-002 0.19 acero inoxidable

grado 316

0.475

62-20-01-003 1.76 acero inoxidable

extra suave

$2210 USD 4.4

62-20-01-004 0.016

62-20-01-005 0.15 acero inoxidable

grado 316

$2500 USD 0.375

62-20-01-006 0.47

62-20-01-007 0.075 acero inoxidable

grado 316

$2500 USD 0.1875 x 2

62-20-01-008* 0.17 Polímero

62-20-02-001 1.28 inoxidable 16Cr-2Ni $2500 USD 3.2 x 3 62-20-02-002 3.69 inoxidable 16Cr-2Ni $2500 USD 9.225 x 3

62-20-02-003* Estándar

62-03-01-001 29 acero inoxidable

grado 316

$2500 USD 72.5

62-03-01-002 36 acero inoxidable

grado 316

$2500 USD 90

62-30-01-003* Estándar

TOTAL 201.8625

Nótese que el costo sólo es un estimado de la materia prima sin manufacturar, el cual tiene una variación por cada mes del año, algunas veces llega a elevarse el precio a más del doble.