INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONAL

INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONAL

ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERÍA MECÁNICA Y ELÉCTRICA UNIDAD PROFESIONAL TICOMÁN

DISEÑO Y CÁLCULO ESTRUCTURAL DE LA CUADERNA PRINCIPAL DEL FUSELAJE DE LA AERONAVE NO TRIPULADA TLÁLOC II

SEMINARIO DE ACTUALIZACIÓN CON OPCIÓN A TITULACIÓN:

CÁLCULO Y DISEÑO MECÁNICO PRESENTA:

GUSTAVO RICARDO PASTÉN MIRANDA

ASESOR:

M. EN C. ADELAIDO ILDEFONSO MATÍAS DOMÍNGUEZ

MÉXICO D.F. DIC.2012

A mis padres y hermano por apoyarme y enseñarme día a día cómo concluir con cada una de las etapas de mi vida de manera exitosa.

Éste proyecto también es suyo.

A mi Instituto por todos los conocimientos,

experiencias y amigos adquiridos en el camino,

en especial a mi asesor por su apoyo.

- 1 -

Índice

Introducción ... 4

Planteamiento ... 6

Modelado en CAD ... 7

Elementos estructurales ... 12

Cálculo de pesos en el avión ... 16

Envolvente de vuelo ... 18

Cargas resultantes ... 22

Resultados ... 24

Conclusión ... 43

Bibliografía ... 44

ANEXOS

- 2 -

DISEÑO Y CÁLCULO ESTRUCTURAL DE LA

CUADERNA PRINCIPAL DEL FUSELAJE DE LA AERONAVE TLÁLOC II CON MATERIALES COMPUESTOS

Objetivo

Calcular la cuaderna principal del fuselaje del avión TLALOC II con materiales compuestos.

Los materiales compuestos escogidos serán fibra de vidrio en la piel y fibra de carbono en largueros, y cuadernas.

- 3 - Justificación

El nuevo análisis bajo los parámetros mecánicos de los materiales compuestos permite una nueva conceptualización de producción en las aeronaves, dicha conceptualización está siendo ya implementada por lo que el estudio de los resultados en este caso permitirá en todos los sentidos el desarrollo del proyecto TLALOC II , como principal ventaja se tiene una mayor resistencia a esfuerzos y cargas a las cuales el prototipo estará sometido, además de que también son mas ligeros que los materiales actualmente usados en aviación y esto reduce ampliamente el uso de combustible, el hecho de ser un avión no tripulado obliga la optimización de todos los factores tales como peso, consumo de combustible, estabilidad y correcto funcionamiento de los controles de vuelo es por eso que al usar materiales compuestos, y reducir tanto peso como consumo se mejor el prototipo del proyecto institucional.

Alcance

Se pretende modelar el fuselaje completo en SOLIDWORKS, tanto la piel como elementos estructurales y asignarles propiedad real de los materiales compuestos, posterior a eso se hará un análisis ESTATICO de esfuerzos y deformaciones en el que se observe el comportamiento de dichos materiales.

- 4 - Metodología

MODELADO EN CAD:

 Planos originales TLALOC II

 Modelado de los elementos estructurales

 Modelado de la piel

 Ensamble

PESOS Y EQUILIBRIO:

 Calculo de los pesos en el avión

 Centro de gravedad avión

 Fuerzas equilibradas en el fuselaje

CARGAS LA CUADERNA PRINCIPAL:

 Diseño de la cuaderna principal

 Propiedades geométricas de la sección

 Condiciones críticas de carga para la cuaderna principal

 Calculo de las cargas resultantes

- 5 - Introducción

El llamado proyecto Tláloc II surge como un proyecto Institucional por parte de la ESIME Ticomán, a partir de la creciente aplicación de Aviones No Tripulados, dicho proyecto se denomina como una aeronave multimisión; dentro de sus principales operaciones se encuentran:

 Fotografía aérea.

 Sondeo meteorológico y estimación pluvial.

 Observación y vigilancia costera.

 Análisis de los índices de contaminación.

Un vehículo aéreo no tripulado, UAV por siglas en inglés (Unmanned  Aerial Vehicle), o sistema aéreo no tripulado, UAS (Unmanned Aerial System), es una aeronave que vuela sin tripulación humana a bordo. Son usados mayoritariamente en aplicaciones militares. Para distinguir los UAV de los misiles, un UAV se define como un vehículo sin tripulación reutilizable, capaz de mantener un nivel de vuelo controlado y sostenido, y propulsado por un motor de explosión o de reacción. Por tanto, los misiles de crucero no son considerados UAV porque, como la mayoría de los misiles, el propio vehículo es un arma que no se puede reutilizar, a pesar de que también es no tripulado y en algunos casos guiado remotamente.

Hay una amplia variedad de formas, tamaños, configuraciones y características en el diseño de los UAV. Históricamente los UAV eran simplemente aviones pilotados remotamente (en inglés: drones), pero cada vez más se está empleando el control autónomo de los UAV. En este sentido se han creado dos variantes: algunos son controlados desde una ubicación remota, y otros vuelan de forma autónoma sobre la base de planes de vuelo pre programados usando sistemas más complejos de automatización dinámica. Cabe destacar que las aeronaves controladas remotamente en realidad no califican para ser llamadas como UAV, ya que los vehículos aéreos pilotados remotamente (o por control remoto) se conocen como Aeronaves Radio controladas o Aeronaves R/C; esto debido a que, precisamente, los UAV son también sistemas autónomos que pueden operar sin intervención humana alguna durante su funcionamiento en la misión a la que se haya encomendado, es decir, pueden despegar, volar y aterrizar automáticamente.

- 6 -

Actualmente, los UAV militares realizan tanto misiones de reconocimiento como de ataque. Si bien se ha informado de muchos ataques de drones con éxito, también son susceptibles de provocar daños colaterales y/o identificar objetivos erróneos, como con otros tipos de arma. Los UAV también son utilizados en un pequeño pero creciente número de aplicaciones civiles, como en labores de lucha contra incendios o seguridad civil, como la vigilancia de los oleoductos. Los vehículos aéreos no tripulados suelen ser preferidos para misiones que son demasiado

"aburridas, sucias o peligrosas" para los aviones tripulados.

El no tener piloto aporta una serie de ventajas, el avión ya no estará restringido por la supervivencia física del piloto, podrá realizar giros de más de 30g. tendrá una mayor capacidad de combustible, al ocupar este el espacio del piloto, el vehículo no se verá limitado por las necesidades fisiológicas del piloto, como el dormir, y un factor importante para la supervivencia de la aeronave, será la eliminación de la carlinga, este elemento de los aviones tripulados amplia la sección frontal de RCS, haciéndose más detectables a más largas distancias por equipos de radar, la eliminación de la carlinga permitirá tener perfiles mas stealth y así aumentar la protección pasiva de la aeronave

Todos estos requisitos operacionales plantean una serie de desafíos:

 Deberá poseer tecnología modular, la cual sirva para propósitos civiles y militares.

 Deberá poseer sistemas comunicacionales con una baja probabilidad de detección.

 Mantener una alta anchura de banda, con lo cual mantener un fluido intercambio de información.

 Capacidad de reabastecerse en vuelo sin tripulación.

 Ser construidos con tecnología de baja detección a sistemas IRST.

 Tener una RCS pequeña, con aberturas muy discretas para sus equipos de observación.

 Poseer una logística sencilla, ampliamente transportable y desplegable.

 Tener la capacidad de detección de múltiples blancos de manera autónoma.

 Realizar ataques precisos con una amplia gama de munición inteligente, y así reducir las víctimas civiles innecesarias.

- 7 -

Se busca una innovación sobre la mencionada aeronave, dicha innovación consiste en la implementación de materiales compuestos en todos los elementos estructurales de la aeronave.

Planteamiento

En la actualidad los materiales compuestos han alcanzado su máximo nivel de utilización dentro de la industria aeronáutica, el resultado de lo anterior ha sido un gran desarrollo de investigación de esta industria y un incremento constante en su capacidad productiva.

Se busca implementar el uso de materiales compuestos en los elementos estructurales de este proyecto, realizar un análisis estático y obtener la interpretación adecuada para poder continuar con la investigación dentro de este campo.

El diseño original de este proyecto especifica el uso de Aluminio 2024-T3 , se pretende sustituir dicho material por fibra de carbono, y como fue antes mencionado, a partir de los resultados obtenidos se continuará o no con la investigación.

Si bien los materiales compuestos ofrecen una alta resistencia a la tracción, deben de ser configurados de manera deseada tanto en orientación de fibras como porcentaje de matriz con respecto al refuerzo, de igual forma el número de capas debe ser calculado.

No es parte de este proyecto realizar la configuración, de modo que se utilizará un material comercial que indica ya su configuración.

- 8 - Modelado en CAD

El software utilizado para tanto el modelado de los elementos como el ensamblaje y análisis del fuselaje fue Solidworks 2012.

Anexo se encuentran los dibujos de los elementos modelados en Solidworks igual que el ensamblaje. Las características de elementos se tomaron de los diseños previos del Tláloc II , cambiando algunas de sus características por adaptacion al nuevo material .

-Modelado de los largueros.

No es necesario ajustar ninguna de las direcciones de los largueros ya que eso se puede modificar al momento de realizar el ensamble.

- 9 - -Modelado de las cuadernas.

- 10 -

-Modelado de las cuadernas principales.

-Modelado de la piel.

- 11 - -Ensamblaje

Para el modelado en solidworks se seleccionó el material adecuado es por eso que la apariencia es distinta.

Para la piel se seleccionó fibra de vidrio y sus propiedades en el software son las siguientes:

- 12 -

Se tuvo que dar de alta un nuevo material para ajustar las propiedades de la fibra de carbono de acuerdo a las caracterisitcas que se observan en la Tabla 2.

Es una ventaja que el software ofrece, el poder introducir cualquier valor para los materiales utilizados, en las imagenes anteriores se observa que no fueron introducidas todas las caracteristicas del material, pero si las necesarias.

- 13 - Elementos estructurales

La estructura del fuselaje será definida como: semimonocoque por lo que contará con largueros, además de los elementos que conforman estructuralmente una aeronave, como son: costillas, piel y tapas.

El diseño original del tláloc contaba con 6 largueros, en esta ocasion se utilizaran 8 largueros, 4 cuadernas y dos principales, se muestran en la Tabla 1.

Las cuadernas principales son los elementos estructurales que sufren las mayores cargas en el fuselaje, esto es debido a que en dichas cuadernas se empotra el ala. El ala produce esfuerzos tanto cortantes como momentos y al ser ésta la única conexión con el fuselaje es sometida a todos los efectos producidos por el ala, a partir de esta premisa se sabe que las cuadernas principales son los elementos estrucutrales críticos que contienen la caja de torsion de la aeronave.

El proyecto de implementacion de materiales compuestos se centrará en las cuadernas principales por lo mencionado en el párrafo anterior.

ELEMENTO CANTIDAD PESO UNITARIO (gr) PESO TOTAL (gr)

CUADERNAS 4 135.927 543.708

CUADERNAS

PRINCIPALES 2 2047.19 4094.39

LARGUEROS 8 156.967 1255.73

NARIZ DE DOMO 1 1000 1000

CONO DE COLA 1 3000 3000

PESO TOTAL DEL

FUSELAJE 10905.378

Tabla 1. ELEMENTOS DEL FUSELAJE Y PESOS

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El material a utilizar, como ya se mencionó anteriormente, es la fibra de carbón para los elementos estructurales del fuselaje.

Existen distintos tipos de fibra y distintas clasificaciones para este proyecto se seleccionó la fibra de carbón de modulo intermedio (T800H) , cuyas características se muestran en la Tabla 2.

Se seleccionó esta fibra por ser de alta resistencia a la tracción y contar con un modulo elástico adecuado, esas son los criterios de selección acorde al comportamiento en nuestros elementos.

CARACTERISTICAS FIBRA T 300 FIBRA T 800 H

DENSIDAD 1.75 gr/cm³ 1.80 gr/cm³

RESISTENCIA A LA

TRACCION 3500 MPa 5600 MPa

MODULO ELÁSTICO 230 GPa 294 Gpa

DIAMETRO DE FIBRA 7 micras 5.5 micras

ALARGAMIENTO 1.5 % 1.8 %

Tabla 2. COMPARACION DE FIBRAS COMERCIALES Y SUS CARACTERISTICAS

El hecho de seleccionar la fibra T800H nos ofrece una mayor resistencia a la tracción, que es la carga máxima resistida dividida por la seccion inicial.

En los planos originales del proyecto se considera a los largueros como elementos con dimensiones de:

Sección: 2.54 X 2.54 X 1.5 cm

Por lo que en el peso total se tenía un aproximado de 2.5 kg al utilizar la fibra de vidrio se ahorra 1 kg aproximadamente en este caso. Para los demás componentes existe una variación en proporción a esta estimación.

Es importante mencionar a los largueros porque son los elementos que se han modificado en este nuevo estudio, sus dimensiones actuales serán de :

- 15 - Sección: 2 X 2 X 0.1 cm

Reduciendo drásticamente su sección y aportando una innovación a dicho diseño, si se encuentran los resultados deseados se puede partir para comenzar el rediseño absoluto de la aeronave, la caja de torsión en el fuselaje contará con una variación a los planos originales ya que el estudio de este proyecto se centra en la misma, y se desea saber primero si es viable o no. Se pretende realizar pruebas de ensayo y error para obtener los mejores resultados.

La caja de torsión se adapta a los nuevos materiales reduciendo sus vigas principales de 4.3 a 4 cm de ancho de patines, el alma permanecerá de 0.4 cm y el largo está determinado por la cuaderna principal. Las modificaciones no han sido radicales ya que el estudio principal de este proyecto es el de observar el comportamiento de los nuevos materiales implementando las cargas pertinentes para las condiciones críticas de esta aeronave.

Cálculo de los pesos en el avión

Se comenzará por saber los pesos de los largueros.

Sección: 2 X 2 X 0.1 cm

El área será de 0.39 mm² y el volumen será de V= 0.39 X 223.6 = 87.204 cm³

Con lo que si se multiplica el peso específico de la fibra de carbón por el volumen obtenido tendremos un peso de 156.967 gr por cada larguero, al contar con 8 largueros tenemos un peso total de 1255.73 gr.

De la misma manera a parir de las geometrías de cada elemento estructural se hizo el cálculo del peso obteniendo su volumen y multiplicándolo por el peso específico de la fibra de carbono.

Para el caso de la piel se tuvo que utilizar el peso estimado de tanto nariz como cono con el uso de la fibra de vidrio, esta estimación es un dato estandarizado conveniente para evitar dificultades con el diseño del UAV.

- 16 -

En la tabla 1 se encuentran las especificaciones del fuselaje, pero si bien es cierto, es necesario contemplar el peso aproximado de los demás sistemas que componen al UAV, tan importantes como el motor mismo.

COMPONENTE PESO (kg)

Motor 40

Tren de aterrizaje 10.4

Sistemas de control 8.6

Tanque de combustible lleno 15

Hélice 1.9

Placa de sujeción de Hélice 0.5

Flecha 2

Chumaceras 1.8

Batería 4.7

Paracaídas 10

Ventanilla de cristal óptico 1

Equipo electrónico 26.4

Cámara nariz 8.5

Tabla 3 . PESOS DE LOS COMPONENTES DENTRO DEL FUSELAJE

Con los datos obtenidos en la Tabla 3 se puede graficar la distribución de pesos muertos, tanto de elementos estructurales como de componentes a lo largo de todo el fuselaje, para esto es necesario contar con un datum, o línea de referencia, dicha línea de referencia parte desde la nariz hasta la cola pasando justo por la línea media del fuselaje.

El fuselaje está dividido por estaciones, dentro de cada estación se encuentran algunos componentes que permiten el correcto funcionamiento del UAV, se planea realizar una distribución de cargas muertas para conocer el centro de gravedad de nuestra aeronave, partiendo del centro de gravedad podremos encontrar la posición en vuelo nivelado de crucero para el equilibrio de fuerzas y así llegar a conocer las condiciones críticas en las que se podría llegar a encontrar nuestra aeronave.

Para esto también será necesario calcular la envolvente de vuelo. Al ser este un proyecto en conjunto con la Tesina CALCULO ESTATICO DE LA SEMIALA DEL TLALOC II, se tomará la envolvente de vuelo de ahí.

Teniendo las condiciones críticas nuestra aeronave podrá ser analizada bajo las mismas y cumplir con los requerimientos estructurales necesarios.

- 17 -

ELEMENTO PESO (kg) POSICION (cm)

W Xi Yi

Fuselaje 10.905 189.2694 0

Canard 4.3 65 0

Motor 40 192.42 -10.45

Ala 35.17 306 -3

Winglet 2.58 353.75 29.25

Tanque de combustible

lleno 15 240.5 -17.5

Hélice 1.9 318 16.5

Placa de sujeción de

Hélice 0.5 318 16.5

Flecha 2 252.5 16.5

Chumaceras 1.8 286 16.5

Batería 4.7 262 -17.5

Sistema de Control 8.6 305 0

Paracaídas 10 0 0

Ventanilla de cristal

óptico 1 150 -25

Equipo electrónico 26.4 130 0

Cámara nariz 8.6 23 0

Tren principal 7.4 231.9277 -58.02

Tren nariz 3 78.5977 -70

TOTALES 183.855

Tabla 4 . DISTRIBUCION DE CARGAS MUERTAS EN EL FUSELAJE.

Conociendo la distribución de cargas muertas se puede obtener el momento máximo provocado por estas cargas, como se mencionó anteriormente se necesita conocer la envolvente de vuelo para conocer la distribución de la carga alar y así relacionar dichas cargas dinámicas con los esfuerzos producidos en los empotres , en todo momento se considerará solamente la condición crítica , es importante hacer énfasis en esto ya que aunque existen diferentes condiciones de vuelo , la manera adecuada de lograr obtener un factor de Seguridad en todos nuestros elementos sólo puede estar dado por las condiciones críticas en nuestra aeronave.

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ELEMENTO PESO (kg) POSICION (cm) MOMENTOS

W Xi Yi WiXi WiYi

Fuselaje 10.905 189.2694 0 2063.982 0

Canard 4.3 65 0 279.5 0

Motor 40 192.42 -10.45 7696.8 -2010.78

Ala 35.17 306 -3 10762.02 -105.51

Winglet 2.58 353.75 29.25 912.675 75.465

Tanque de

combustible lleno 15 240.5 -17.5

3641.17 -4208.75

Hélice 1.9 318 16.5 604.2 31.35

Placa de sujeción

de Hélice 0.5 318 16.5

159 8.25

Flecha 2 252.5 16.5 505 4166.25

Chumaceras 1.8 286 16.5 514.8 4719

Batería 4.7 262 -17.5 1231.4 -4585

Sistema de Control 8.6 305 0 2623 0

Paracaídas 10 0 0 0 0

Ventanilla de cristal

óptico 1 150 -25 150 -3750

Equipo electrónico 26.4 130 0 3432 0

Cámara nariz 8.6 23 0 197.8 0

Tren principal 7.4 231.9277 -58.02 1716.264 -13456.4

Tren nariz 3 78.5977 -70 235.7931 -5501.83

TOTALES 183.855 49732.12 -4704.38

Tabla 5 . Cálculo del CG del avión completo

Xcg= 185.7408 Ycg= -20.3541

La envolvente de vuelo permitirá conocer los factores de carga para dos condiciones distintas con lo que sabremos el valor de momento flector máximo y fuerza cortante máxima que actúan en el empotre del fuselaje con el ala, debido a la relación existente entre el estudio aerodinámico como estructural, como se mencionó anteriormente los valores fueron tomados de la tesina CALCULO ESTATICO DE LA SEMIALA DEL TLALOC II.

En la siguiente tabla se muestran los factores de carga en función de las diferentes velocidades propuestas,

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V(kts) n(+) n(-)

0 0 0

5 0.01445314 -0.01227466

10 0.05781255 -0.04909863

15 0.13007825 -0.11047191

20 0.23125022 -0.1963945

25 0.36132847 -0.30686641

30 0.52031299 -0.44188763

35 0.70820379 -0.60145816

40 0.92500087 -0.78557801

41.59 1 -0.84927272

45.13 1.17747807 -1

50 1.44531386 -1.22746563

54.8 1.73613414 -1.47445136

55 1.74882977 -1.48523342

60 2.08125196 -1.76755051

65 2.44258043 -2.07441692

70 2.83281517 -2.40583264

TABLA 6 . FACTORES DE CARGA EN FUNCIÓN DE LAS DIFERENTES VELOCIDADES

Al tener completas estas tablas la gráfica de la envolvente de vuelo por maniobra se puede construir como muestra la figura siguiente según el FAR 23.

Curva proveniente de la segunda tabla

Curva proveniente de la primera tabla

Línea recta que decrece desde n2 hasta:

-1 si es utilitario o acrobático

0 si es normal Línea horizontal de valor

n2 que va desde Vx hasta Vc

Línea horizontal de valor n1 que va desde Va hasta Vd

- 20 -

v =50ft/s =-50ft/s =25ft/s =-25ft/s

0 1 1 1 1

5 1.2429 0.7571 1.12145 0.87855

10 1.4858 0.5142 1.2429 0.7571

15 1.7287 0.2713 1.36435 0.63565

20 1.9716 0.0284 1.4858 0.5142

25 2.2145 -0.2145 1.60725 0.39275

30 2.4574 -0.4574 1.7287 0.2713

35 2.7003 -0.7003 1.85015 0.14985

40 2.9432 -0.9432 1.9716 0.0284

41.59 3.0204422 -1.0204422 2.0102211 -0.0102211 45.13 3.1924154 -1.1924154 2.0962077 -0.0962077

50 3.429 -1.429 2.2145 -0.2145

54.8 3.662184 -1.662184 2.331092 -0.331092

55 3.6719 -1.6719 2.33595 -0.33595

60 3.9148 -1.9148 2.4574 -0.4574

65 4.1577 -2.1577 2.57885 -0.57885

70 4.4006 -2.4006 2.7003 -0.7003

74.73 4.6303834 -2.6303834 2.8151917 -0.8151917

80 4.8864 -2.8864 2.9432 -0.9432

90 5.3722 -3.3722 3.1861 -1.1861

95 5.6151 -3.6151 3.30755 -1.30755

119.58 6.8091964 -4.8091964 3.9045982 -1.9045982

120 6.8296 -4.8296 3.9148 -1.9148

TABLA 6 . FACTORES DE CARGA EN FUNCIÓN DE LA ENVOLVENTE DE VUELO

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La grafica por ráfaga se traza sobre la de maniobra:

Al trazar la envolvente por ráfaga sobre la de maniobra, se obtiene la verdadera Envolvente de Vuelo y se pueden presentar dos casos:

1.- Las líneas por ráfaga (puede ser solo una de ellas) salen fuera del área de la envolvente por maniobra (como en la figura superior), entonces se dice que la envolvente de vuelo es CRITICA POR RÁFAGA y queda trazada como se ve a continuación:

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2.- Las líneas por ráfaga no salen en ninguna ocasión de los límites de la envolvente por maniobra; en este caso la envolvente de vuelo es CRITICA POR MANIOBRA y queda trazada como:

En la envolvente de vuelo, la zona más importante es la marcada por la línea negra; dentro de esta, la aeronave soportara los factores de carga para los que es diseñada bajo cualquier condición de vuelo.

Grafica de la envolvente de vuelo del TLALOC II -6

-4 -2 0 2 4 6 8 10

0 50 100 150 200

1

V(KTS)

Envolvente de vuelo del Tlaloc II

Maniobra positiva Maniobra negativa VA Vc Vd factor de carga n1 factor de carga n2 50 FT -50FT 25FT

F a c t o

r d e c a

r g a n

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La envolvente de vuelo obtenida es critica por ráfaga por lo anterior se procede con los cálculos de las fuerzas a las cuales estará sometida el ala, esta parte no es de interés para las especificaciones de este proyecto.

Pero si se obtienen los momentos flectores máximos y los esfuerzos cortantes máximos que son con los que se hará el análisis en Solidworks para su observación.

Como se puede observar de los resultados de la grafica de la envolvente de vuelo en la condición de aproximadamente 90 nudos se encuentra el pico para nuestros factores críticos de carga bajo tracción cero y tracción máxima en conjunto, con lo que se puede concluir que esta será considerada como la condición más crítica en vuelo.

CRITICO POR ESFUERZO CORTANTE CRITICO POR MOMENTO FLECTOR

Vmax(kg) M(kg cm) Vmax(kg) M(kg cm)

-917.536 2303.072 -29.0992 34732.48

Teniendo los valores críticos se procede a realizar el análisis adecuado en Solidworks.

- 24 -

Simulación de Cuaderna Principal

Fecha: 10 de diciembre de 2012 Diseñador: Solidworks

Nombre de estudio:

Tipo de análisis:Estático

Descripción

Análisis de la cuaderna principal

Suposiciones

Se pretende obtener un esfuerzo máximo en la cuaderna que sea menor al esfuerzo de cedencia.

- 25 -

Información de modelo

Nombre del modelo: Cuaderna Principal Configuración actual: Predeterminado Sólidos

Nombre de documento y referencia Tratado

como Propiedades volumétricas Cuaderna principal

Sólido

Masa: 2.04719 kg Volumen:1.25564e-006 m^3

Densidad:1800 kg/m^3 Peso: 20.0829 N

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Propiedades del studio

Nombre de estudio Esf

Tipo de análisis Estático

Tipo de malla Malla sólida

Efecto térmico: Activar

Opción térmica Incluir cargas térmicas Temperatura a tensión cero 298 Kelvin

Incluir los efectos de la presión de fluidos desde SolidWorks Flow Simulation

Desactivar

Tipo de solver FFEPlus

Efecto de rigidización por tensión (Inplane):

Desactivar

Muelle blando: Desactivar

Desahogo inercial: Desactivar Opciones de unión rígida

incompatibles Automática

Gran desplazamiento Activar Calcular fuerzas de cuerpo libre Activar

Fricción Desactivar

Utilizar método adaptativo: Desactivar

Unidades

Sistema de unidades: Métrico (MKS)

Longitud/Desplazamiento mm

Temperatura Kelvin

Velocidad angular Rad/seg

Presión/Tensión N/m^2

- 27 -

Propiedades de material

Referencia de modelo Propiedades Componentes

Nombre: Fibra de Carbono T800 H

Tipo de

modelo: Isotrópico elástico lineal Criterio de error

predeterminad o:

Desconocido

Límite elástico: 50000 N/m^2 Límite de

tracción: 3e+007 N/m^2 Límite de

compresión: 3e+007 N/m^2 Módulo

elástico: 2.94e+011 N/m^2 Coeficiente de

Poisson:

0.394 Densidad: 1800 kg/m^3

Módulo cortante:

5.6e+009 N/m^2

Cuaderna principal

Datos de curva:N/A

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Cargas y sujeciones

Nombre de sujeción

Imagen de sujeción Detalles de sujeción

Fijo-1 Entidades: 2 cara(s)

Tipo: Geometría fija

Fuerzas resultantes

Componentes X Y Z Resultante

Fuerza de

reacción(N) 0.259487 -0.129955 -0.284983 0.406739 Momento de

reacción(N-m) 0 0 0 0

Nombre de

carga Cargar imagen Detalles de carga

Fuerza-1 Entidades: 2 cara(s)

Referencia: Cara< 1 >

Tipo: Aplicar fuerza Valores: kgf

Fuerza-2 ^{Entidades: 2 cara(s)}

Referencia: Cara< 1 >

Tipo: Aplicar fuerza Valores: kgf

- 29 -

Información de malla

Tipo de malla Malla sólida

Mallador utilizado: Malla basada en curvatura Puntos jacobianos 4 Puntos

Tamaño máximo de elemento 0 mm Tamaño mínimo del elemento 0 mm

Calidad de malla Elementos cuadráticos de alto orden

Información de malla - Detalles

Número total de nodos 65044

Número total de elementos 32855

Cociente máximo de aspecto 259.86

% de elementos cuyo cociente de aspecto es < 3 61.8

% de elementos cuyo cociente de aspecto es > 10 0.612

% de elementos distorsionados (Jacobiana) 0

Tiempo para completar la malla (hh;mm;ss): 00:00:12

Nombre de computadora: VAIO

- 30 - Información sobre el control de malla:

Nombr e del control

de malla

Imagen del control de malla Detalles del control de malla

Control -1

Entidades: 312 arista(s) Unidades: mm

Tamaño: 0.56133 Coeficiente: 1.5

Fuerzas resultantes

Conjunto de

selecciones

Unidades Suma X Suma Y Suma Z Resultante Todo el

modelo

N 0.259487 -0.129955 -0.284983 0.406739

Momentos de reacción

Conjunto de

selecciones Unidades Suma X Suma Y Suma Z Resultante Todo el

modelo

N-m 0 0 0 0

- 31 -

Resultados del estudio

Nombre Tipo Mín. Máx.

Esfuerzos1 VON: Tensión de von

Mises 13586.6 N/m^2

Nodo: 29490 2.53871e+010 N/m^2 Nodo: 137

Cuaderna Principal-esf-Tensiones-Tensiones1

Nombre Tipo Mín. Máx.

Desplazamientos1 URES: Desplazamiento

resultante 0 mm

Nodo: 122 6.98069 mm Nodo: 2986

- 32 -

Cuaderna Principal-esf-Desplazamientos-Desplazamientos1

Nombre Tipo Mín. Máx.

Deformaciones unitarias1

ESTRN: Deformación

unitaria equivalente 2.74491e-008

Elemento: 18108 0.0624174 Elemento: 20632

Cuaderna Principal-esf-Deformaciones unitarias-Deformaciones unitarias1

- 33 -

Simulación de Cuaderna

Principal

Fecha: 10 de diciembre de 2012

Diseñador: Gustavo Ricardo Pastén Miranda

Nombre de estudio: Esfuerzos cortantes

Tipo de análisis:Estático

Descripción

Análisis estático para esfuerzos cortantes máximos en la cuaderna principal.

Suposiciones

Se pretende obtener un esfuerzo máximo en la cuaderna que sea menor al esfuerzo de cedencia.

- 34 -

Información de modelo

Nombre del modelo: Cuaderna Principal Configuración actual: Predeterminado Sólidos

Nombre de documento y referencia Tratado

como Propiedades volumétricas Simetría22

Sólido

Masa: 2.04719 kg Volumen:1.25564e-006 m^3

Densidad:1800 kg/m^3 Peso: 20.0829 N

- 35 -

Propiedades del estudio

Nombre de estudio esf cortantes

Tipo de análisis Estático

Tipo de malla Malla sólida

Efecto térmico: Activar

Opción térmica Incluir cargas térmicas Temperatura a tensión cero 298 Kelvin

Incluir los efectos de la presión de fluidos desde SolidWorks Flow Simulation

Desactivar

Tipo de solver FFEPlus

Efecto de rigidización por tensión (Inplane):

Desactivar

Muelle blando: Desactivar

Desahogo inercial: Desactivar Opciones de unión rígida

incompatibles Automática

Gran desplazamiento Activar Calcular fuerzas de cuerpo libre Activar

Fricción Desactivar

Utilizar método adaptativo: Desactivar

Unidades

Sistema de unidades: Métrico (MKS)

Longitud/Desplazamiento mm

Temperatura Kelvin

Velocidad angular Rad/seg

Presión/Tensión N/m^2

- 36 -

Propiedades de material

Referencia de modelo Propiedades Componentes Nombre: Fibra de

Carbono T800 H

Tipo de modelo: Isotrópico elástico lineal Criterio de error

predeterminado: Desconocido Límite elástico: 50000 N/m^2

Límite de

tracción: 3e+007 N/m^2 Límite de

compresión: 3e+007 N/m^2 Módulo elástico: 2.94e+011

N/m^2 Coeficiente de

Poisson:

0.394 Densidad: 1800 kg/m^3

Módulo cortante:

5.6e+009 N/m^2

Cuaderna principal

Datos de curva:N/A

- 37 -

Cargas y sujeciones

Nombre de sujeción

Imagen de sujeción Detalles de sujeción

Fijo-1 Entidades: 1 cara(s)

Tipo: Geometría fija

Fuerzas resultantes

Componentes X Y Z Resultante

Fuerza de

reacción(N) -1487.49 -2073.76 -13.3128 2552.11 Momento de

reacción(N-m) 0 0 0 0

Fijo-2 Entidades: 1 cara(s)

Tipo: Geometría fija

Fuerzas resultantes

Componentes X Y Z Resultante

Fuerza de

reacción(N) 1487.6 2073.82 13.2806 2552.22 Momento de

reacción(N-m) 0 0 0 0

- 38 - Nombre

de carga Cargar imagen Detalles de carga

Fuerza-2

Entidades: 2 cara(s) Referencia: Cara< 1 >

Tipo: Aplicar fuerza Valores: 917.536 kgf

Fuerza-3

Entidades: 2 cara(s) Referencia: Cara< 1 >

Tipo: Aplicar fuerza Valores: -917.563 kgf

- 39 -

Información de malla

Tipo de malla Malla sólida

Mallador utilizado: Malla estándar Transición automática: Desactivar Incluir bucles automáticos de

malla: Desactivar

Puntos jacobianos 4 Puntos Tamaño de elementos 1.6038 mm

Tolerancia 0.08019 mm

Calidad de malla Elementos cuadráticos de alto orden

Información de malla - Detalles

Número total de nodos 152548

Número total de elementos 80314

Cociente máximo de aspecto 19.344

% de elementos cuyo cociente de aspecto es < 3 86.1

% de elementos cuyo cociente de aspecto es > 10 0.00374

% de elementos distorsionados (Jacobiana) 0

Tiempo para completar la malla (hh;mm;ss): 00:02:21

Nombre de computadora: VAIO

- 40 - Información sobre el control de malla:

Nombre del control de

malla Imagen del control de malla Detalles del control de malla

Control-1

Entidades: 1 Sólido(s) Unidades: mm

Tamaño: 0.541283 Coeficiente: 1.5

Fuerzas resultantes

Conjunto de selecciones Unidades Suma X Suma Y Suma Z Resultante Todo el modelo N 0.106552 0.0580597 -0.0322838 0.125565

Momentos de reacción

Conjunto de selecciones Unidades Suma X Suma Y Suma Z Resultante

Todo el modelo N-m 0 0 0 0

- 41 -

Resultados del estudio

Nombre Tipo Mín. Máx.

Tensiones1 VON: Tensión de von

Mises 5672.07 N/m^2

Nodo: 57468 1.36461e+010 N/m^2 Nodo: 138748

Cuaderna Principal-esf cortantes-Tensiones-Tensiones1

Nombre Tipo Mín. Máx.

Desplazamientos1 URES: Desplazamiento

resultante 0 mm

Nodo: 2618 2.04826 mm Nodo: 17363

- 42 -

Cuaderna Principal-esf cortantes-Desplazamientos-Desplazamientos1

Nombre Tipo Mín. Máx.

Deformaciones unitarias1

ESTRN: Deformación

unitaria equivalente 2.04292e-008

Elemento: 9461 0.0288096 Elemento: 17666

Cuaderna Principal-esf cortantes-Deformaciones unitarias-Deformaciones unitarias1

- 43 - CONCLUSION

Para el caso de los momentos flectores máximos no se encontró ningún problema en la cuaderna principal por lo que la implementación del material compuesto se puede realizar.

Los materiales compuestos pueden sustituir fácilmente a las aleaciones anteriores, con lo que se pretende ampliar la investigación en este campo, para el caso especifico de este proyecto no hubo ningún problema con los planteamientos establecidos y los resultados fueron los esperados. La configuración de los materiales no puede ser tomada a la ligera con lo que podría existir alguna pequeña variación pero eso es parte de otro estudio más complejo. Los resultados de esta Tesina ofrecen abrir el campo de investigación pertinente para el análisis completo de la aeronave y poder proyectarlo a un futuro a aviones con distintas características y propósitos.

- 44 - BIBLIOGRAFIA:

 Tesis TLALOC II Aerodinámica

 Tesis TLALOC II Estructural

 Mecánica de Materiales R.C. Hibbeler

 Ciencia e Ingeniería de Materiales, Callister.

 Análisis y Diseño de Estructuras Ambrose, James., Ed. Limusa, México, 2009

 Mecánica de Materiales. Craig, Roy R., Ed. CECSA, México, 2011.

 Mecánica de Materiales. Gere, James M., Ed. Thomson, México, 2010

 Plastic deformation of solids and structural materials E. J. Hearn.

Butterworth

 Engineering Analysis with ANSYS Software, Tadeusz Stolarski, Y.

Nakasone, and S. Yoshimoto Ed. Paperback U.S.A. 2011)

 Finite Element Analysis Theory and Application with ANSYS, Saeed Moaveni Ed. Hardcover U.S.A. 2010







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