Y ELÉCTRICA “UNIDAD TICOMÁN”
“
CÁLCULO DE ESFUERZOS EN LA ZONA DE CORTE TRANSVERSAL EN EL ALA DE LA AERONAVE WIKIITMEDIANTE EL SOFTWARE PATRAN/NASTRAN”
TESINA
QUE PARA OBTENER EL TÍTULO DE INGENIERO AERONÁUTICO
PRESENTAN
LUGO CASTAÑO CRISTIAN SILVA RAMIREZ ENRIQUE ARTURO
ASESORES
M. en C. PEDRO SANTAMARÍA BRIONES ING. ALMA ROSA GARCÍA GONZÁLEZ
MÉXICO, D.F. FEBRERO DE 2015
INDICE
INTRODUCCION ... 4
JUSTIFICACIÓN ... 5
ANTECEDENTES... 8
OBJETIVO GENERAL ... 9
OBJETIVOS ESPECÍFICOS ... 9
METODOLOGÍA ... 11
MARCO TEORICO ... 12
i. TEORIA Y CLASIFICACIÓN DE ALAS ... 12
ii. SOFTWARE PATRAN /NASTRAN ... 28
DESCRIPCIÓN DE CAPÍTULOS ... 29
CAPITULO 1: OBTENCIÓN DE LOS PARÁMETROS DEL AVIÓN WIIKIT ... 30
1.1 ESPECIFICACIONES DE LA AERONAVE ... 31
1.2 ENVOLVENTE DE VUELO ... 33
1.2.1 CONDICIONES DE VUELO ... 39
1.3 ESPECIFICACIONES DEL ALA ... 42
CAPITULO 2: DETERMINACIÓN DE LA ZONA DE CORTE TRANSVERSAL ... 44
2.1 AVIONES CON ALA CON CORTE TRANSVERSAL. ... 45
2.2 ANÁLISIS DE AVIONES CON ALA CON CORTE TRANSVERSAL ... 48
CAPITULO 3: ANÁLISIS ESTRUCTURAL DE LA ZONA DE CORTE TRANSVERSAL EN PATRAN/ NASTRAN ... 54
3.1 ESFUERZOS EN LA SECCIÓN DE CORTE TRANSVERSAL ... 55
3.2 PROCEDIMIENTO DE ANÁLISIS ... 57
3.2.1 CONSTRUCCIÓN Y/O IMPORTACIÓN DE GEOMETRÍA. ... 57
3.2.2 CREACIÓN DE UN MODELO DE ANÁLISIS ... 58
3.2.3 PROPIEDADES DEL MATERIAL ... 58
3.2.4 CARGAS Y CONDICIONES DE FRONTERA ... 60
3.2.5 MALLA DE ELEMENTOS FINITOS... 63
3.2.6 EJECUCIÓN DEL ANÁLISIS ... 64
3.2.7 EVALUACIÓN DE LOS RESULTADOS ... 65
3.3 COMPARACIÓN DE ESFUERZOS CALCULADOS CONTRA PROPIEDADES DEL MATERIAL ... 86
CONCLUSIONES Y RECOMENDACIONES ... 88
TABLA DE FIGURAS ... 90
NOMENCLATURA ... 92
BIBLIOGRAFÍA ... 93
INTRODUCCION
A lo largo de la historia de la aviación se ha sabido que uno de los elementos estructurales de mayor importancia en las aeronaves es el ala, en gran medida por las fuerzas y momentos aerodinámicos a los que está sometida durante las diferentes condiciones de vuelo en las que operan las aeronaves, cambiando dirección, sentido y ubicación de estas. De esta manera se presentan diferentes esfuerzos y momentos que afectan directamente a los elementos que componen a esta estructura, por lo que al diseñarla es de suma importancia tomar en cuenta dichos esfuerzos con el objetivo de compararlos con los que soporta el material.
Existen diferentes tipos y configuraciones de alas, cada una cubre con una necesidad de diseño, propósito y/o misión de la aeronave. Considerando que en las aeronaves Corsair, Hawker Sea Fury, Hawker Sea hawk, F-8H cuentan con alas con corte transversal; ya sea por necesidad de reducir espacios, cambiando la configuración total del ala, o por necesidad de hacer alguna reparación estructural en el o los elementos afectados por algún incidente. En base a lo mencionado es primordial conocer el comportamiento mecánico de la estructura en el área de corte transversal en un ala, ya que con esta información se puede calcular la bisagra o hinge del ala para que sea desplegable, o bien, crear una propuesta de unión entre los elementos originales y los reemplazables, cuando el caso sea una reparación estructural.
Por otra parte, el cálculo estructural en aeronaves ha evolucionado en los últimos años, gracias al avance en las tecnologías de la información, esto con ayuda de la velocidad de procesamiento de los ordenadores y la utilización de softwares de CAE, CAD, CAM, esto facilita el cálculo y diseño de una pieza o elemento en comparación con el pasado ya que estos cálculos se realizaban de manera analítica, con lo antes mencionado podemos considerar un avión que no cuente
plantearnos el siguiente cuestionamiento ¿Cómo calcular los esfuerzos presentes en la zona de corte transversal del ala del avión WIKIIT por medio del software MSC Patran/Nastran?, tomando en cuenta que en la zona donde se hará el corte están presentes elementos originales como lo son: Viga principal, Viga secundaria, atiezadores, etc. De igual forma estarán presentes elementos nuevos o de sujeción: placa de soporte para las vigas principal y secundaria, pernos, estos serán contemplados como alternativa de unión entre las dos secciones de la semi- ala que será sometida al corte.
JUSTIFICACIÓN
El cálculo por elemento finito hoy en día y desde hace ya varios años es una herramienta que permite calcular en base a una malla (generalmente varios nodos que dan una forma poligonal), esfuerzos y deformaciones. Esto se logra en gran medida sometiendo el producto o pieza mecánica a condiciones de frontera en que se desea analizar. Para esto, es de suma importancia que el ingeniero de diseño sepa bajo que cargas, fuerzas, presiones, velocidades, flujos u otros parámetros se hará dicho análisis. Lamentablemente, en la mayoría de los programas de estudio de las carreras de ingeniería del país, sólo se da a conocer el uso de los software CAE llámese como se llame, pero la interpretación de datos muchas veces pasa desapercibida dejando un mar de dudas en la gran mayoría de los ingenieros, sin siquiera saber el significado de lo que realmente indica la solución del cálculo por elemento finito.
Por otra parte, los cortes en cualquier estación y superficie del ala, no son de gran novedad en la estructura, de estos ya se tienen muchos testimonios dentro de la aviación, desde que se piensa en hacer partes desmontables, desplegables, compartimientos para los trenes retractiles de aterrizaje, bahías para armas y
bomba e incluso, cuando se realiza una reparación estructural en esta zona de corte alar de la aeronave. La estructura y remachado adicional para proporcionar y asegurar que se mantenga en condiciones seguras la aeronave, aumenta considerablemente los costos de producción y análisis de esfuerzos, en esta última, la disposición y propuestas en el nuevo arreglo estructural hace que aumente el peso de la estructura.
La gran mayoría de la aviación en México se ve meramente reflejada en servicios al transporte aéreo (mantenimiento, operaciones aéreas, aeropuertos) dejando grandes derramas económicas año con año al sector. Lamentablemente, se ha renunciado al conocimiento técnico del país en cuanto a la aeronáutica se refiere, concretamente a las áreas de diseño, desarrollo, fabricación y producción de aeronaves; teniendo ya, un atraso de más de 100 años, ya que no se cuenta en los datos históricos con una aeronave de fabricación nacional hasta el momento, dependiendo únicamente de lo que dictan y hacen las grandes empresas mundiales. Existen en el país empresas transnacionales que han venido a establecerse dentro del país cuyo giro es el diseño y la construcción, lamentablemente, para los ingenieros solo se cubre partes para aeronave, esto lleva a que el análisis y cálculo sea únicamente una pequeña degustada del saber.
No analizando partes principales y /o fundamentales de la aeronave como los son el fuselaje, ala, empenaje vertical y horizontal y muchos menos haciendo un estudio completo y a detalle de una aeronave en todo su conjunto. Esto ha impulsado, a que en este trabajo se retome el proyecto del avión WIKIIT que se realizó a finales de la década de los 80´s y principios de los años de los 90´s, una investigación anhelosa y fuerte a primer instancia, pero con mucha falta de recursos para poder llevarlo a esta realidad que le hace mucha falta a la sociedad mexicana.
La conveniencia de utilizar la aeronave WIKIIT de categoría ligera para este trabajo, es que se cuenta con la memoria de cálculo de la estructura alar en la
Estructural del Ala del Avión WIKIIT y Pruebas de Distribución de Esfuerzos en un Modelo a Escala en el Polariscopio” elaborada por los egresados de la Escuela Superior de Ingeniería Mecánica y Eléctrica unidad profesional Ticomán, Arme Galicia José Luis y Valdez Piña Víctor Hugo; ya que se necesita determinar bajo qué condiciones de vuelo y carga estará expuesta el área de corte transversal en la semi-envergadura del ala de dicha aeronave.
Finalmente, es por eso que en este trabajo se ha decidido realizar el cálculo de esfuerzos por elemento finito en la zona de corte transversal del ala del avión WIKIIT mediante una simulación en el software MSC PATRAN/NASTRAN, para determinar si el material aluminio 2024-T por sus propiedades mecánicas, es ideal al uso de tal propuesta y considerar a la zona de corte como factible.
ANTECEDENTES
La presencia de alas con corte transversal en su envergadura tuvo su mayor auge en la década de los años 30’s con un crecimiento evidente en la armada de los Estado Unidos de América, esto debido a la necesidad de que la aeronave ocupará menos espacio en los portaviones.
La respuesta a esta necesidad fue cubierta por el ex miembro de la U.S. Navy e ingeniero Leroy Randle Grumman, así como los integrantes de su equipo los ingenieros William T. Schwendler y Leon A. Swirbul, los cuales formaron la empresa Grumman Aircraft Engineering Corporation, proponiendo de esta forma el diseño de una aeronave con ala plegable.
Con el tiempo las necesidades cambiaron y se diseñaron alas plegables con el objetivo de: implementar armamento y espacios destinados a las bahías de las bombas en aviones militares, la instalación de las góndolas de los motores, etc.
Actualmente se realizan cortes transversales en el ala, para facilitar su traslado cuando en algunos casos esta es de gran envergadura y no se cuentan con los medios adecuados para su transportación ya sea vía aérea, terrestre o marítima.
Tomando en cuenta el impacto estructural que podría generar el realizar un corte transversal en un ala, es importante considerar el análisis de esfuerzos de dicha estructura, generando así un mejor panorama de los efectos que pueden producirse a partir de dicha implementación.
OBJETIVO GENERAL
Desarrollar los procedimientos necesarios para calcular los esfuerzos presentes en la zona donde se hará el corte transversal en el ala del avión Wiikit mediante el software CAE MSC Patran/Nastran, teniendo en cuenta los elementos originales así como los elementos de unión.
OBJETIVOS ESPECÍFICOS
Los objetivos específicos que se han planteado son los siguientes:
Obtener los parámetros del avión WIKIIT.
Determinar la zona de corte transversal mediante revisión de literatura de aviones con corte transversal en el ala.
Analizar, solucionar la zona de corte transversal en el software Patran / Nastran, para comparar esfuerzos calculados contra propiedades mecánicas del material.
HIPÓTESIS
Si los esfuerzos calculados en la zona de corte transversal de la semi-ala de la aeronave Wiikit resultan ser menores al esfuerzo de cedencia del material aluminio 2024 T, entonces se podrá demostrar que el corte en la sección transversal del ala es factible.
ALCANCE
En este trabajo se modelará por el software CAD CATIA la semi-ala de la aeronave Wiikit, bajo la configuración de arreglo estructural que se muestra en la tesis “Diseño y Calculo Estructural del Ala del Avión WIKIIT y Pruebas de Distribución de Esfuerzos en un Modelo a Escala en el Polariscopio”.
Se determinará la zona de corte en base a un estudio estadístico de aeronaves similares, sin dejar a un lado, las posibilidades reales de hacer el corte en esa zona, ya que otra variable para determinar es si el corte es viable o no, en la misma geometría y configuración por estación del ala.
Ya que se haya determinado la zona de interés, se diseñaran los elementos de sujeción o unión, esto con la finalidad de que en el análisis por elemento finito se considere como un medio continuo.
Para calcular y obtener los esfuerzos en la sección de corte transversal de la semi- ala, se utilizarán las condiciones críticas de la envolvente de vuelo (“A” y “D”), previamente explicado en la tesis “Diseño y Calculo Estructural del Ala del Avión WIKIIT y Pruebas de Distribución de Esfuerzos en un Modelo a Escala en el Polariscopio”, esto con la finalidad de obtener las condiciones de carga a las que estará expuesto el corte transversal.
La correspondiente simulación se hará en el software MSC Patran/Nastran, con la finalidad de calcular, obtener esfuerzos y deformaciones en la zona de interés.
Finalmente, los esfuerzos obtenidos se compararán con las propiedades mecánicas del material aluminio 2024-T3 y determinar si en esta zona fue conveniente y/o viable realizar el corte.
METODOLOGÍA
En el presente trabajo se aplicará un tipo de investigación aplicada con un nivel de investigación explicativo y una aproximación cuantitativa.
Como primer etapa en este trabajo se hará una recopilación de datos sobre aviones que cuenten con alas con corte transversal, con el objetivo de determinar un promedio de la distancia en donde tienen el corte transversal en el ala los aviones analizados.
Como segunda etapa se diseñará la semi-ala del avión propuesto “WIKIIT” en el software CATIA, posteriormente se hará el corte con ayuda del software y se diseñaran los elementos de unión como pernos, soporte de vigas principal y secundaria.
Como tercer etapa se analizará la semi-ala en el software MSC Patran con el fin de obtener los esfuerzos en la zona de corte transversal, considerando las condiciones de vuelo críticas en las que opera el avión WIKIIT.
Como último paso se compararán los esfuerzos obtenidos contra los esfuerzos de cedencia de material presente en la semi-ala, determinando así si la zona donde se hizo el corte es viable.
MARCO TEORICO
i. TEORIA Y CLASIFICACIÓN DE ALAS
El ala es uno de los principales elementos en cualquier aeronave ya que sin ella, no existiría el vuelo. ¿Qué tipo de elementos hipersustentadores deben sumarse para realizar las operaciones de despegue y aterrizaje? ¿Qué tipo de perfil debe ser usado?, estas son algunas preguntas generales que el ingeniero de diseño debe responderse al momento de diseñar cualquier tipo de aeronave.
Un ala es una superficie diseñada para producir sustentación cuando el aire se desplaza a través de ella. En un ala, lo que llamaríamos largo ancho y alto, se define en lenguaje aeronáutico como envergadura, cuerda y espesor.
Envergadura es la distancia entre puntas de ala o bordes marginales (ver dibujo).
Cuerda es la distancia entre (el borde de ataque) parte delantera y (el borde de salida) parte posterior del ala.
Espesor es la distancia entre la parte superior del ala (llamada extradós) y la parte inferior de la misma (llamada intradós)
Figura 1: Envergadura y cuerda
http://www.manualvuelo.com/PBV/PBV14.html
Con estos parámetros básicos de un ala, le damos un corte en sentido perpendicular a la envergadura, es decir del borde de ataque al borde de salida y tendremos un sección que denominamos perfil.
Figura 2: Elementos de Perfil
De igual forma existen dos clasificaciones de perfiles considerando la semejanza del intradós y extradós
a) Perfil simétrico: Ambos intradós y extradós son iguales y simétricos y, por tanto, su curvatura media es nula.
b) Perfil asimétrico: Su intradós y extradós son distintos y, por tanto, su curvatura media no es una recta si no una curva.
La línea equidistante entre el extradós y el intradós se denomina curvatura media.
David F. Anderson & Scott Eberhardt. Understanding Flight. Mc-Graw Hill. 2001
Borde de ataque
Otra característica para ser considerada en el diseño de ala es la forma del borde de ataque. Un borde de ataque agudo iría abruptamente a perdida. Un borde de ataque obtuso tendería a no entrar en pérdida, comenzando la perdida en el borde de salida con los puntos de separación progresando hacia delante conforme la perdida empieza a ser más profunda. La siguiente figura 3 muestra la comparación de cómo se desarrolla la perdida para un borde de ataque bien redondeado y un borde de ataque agudo. El ala con un borde de ataque agudo entrará a gran perdida. Otro camino de cómo se adquiere la pérdida del ala se muestra en la siguiente figura 4 donde se observa el levantamiento en función del ángulo efectivo de ataque para las dos configuraciones de borde de ataque. Esto es claro que el ala con un borde de ataque agudo va del máximo levantamiento a una gran pérdida con un cambio muy pequeño en el ángulo de ataque.
Figura 3: Flujo que se separa de dos diferentes perfiles David F. Anderson & Scott Eberhardt. Understanding
Flight. Mc-Graw Hill. 2001
Figura 4 : Efecto de la dirección líder del flujo en el levantamiento
Forma en Planta del Ala
Junto con la selección del correcto perfil, o sección transversal del ala, el diseñador debe también seleccionar la correcta forma en planta del ala. La forma en planta es el contorno del ala según se vea desde una vista superior. ¿Qué tan grande debe ser? ¿Debe tener un alto o bajo alargamiento? En este apartado se examinará como elegir una forma en planta básica del ala.
Carga Alar
El primer parámetro de diseño para determinar la forma en planta del ala es la carga alar. Esto es la relación de área del ala con el peso de la aeronave generalmente medida en y . La carga alar determinará el desempeño o
David F. Anderson & Scott Eberhardt. Understanding Flight. Mc-Graw Hill. 2001
funcionamiento en vuelo a velocidad crucero, distancias de despegue y aterrizaje así como requerimientos de la planta motriz.
Las aeronaves ligeras de adiestramiento tienen baja carga alar mientras las aeronaves de transporte comercial y aeronaves militares tienen una carga alar 10 veces mayor a ellas.
Existen muchas ventajas y desventajas a ser consideradas con la carga alar. Una consideración es que a mayor carga alar mayor será la velocidad de perdida. Esto es el por qué la aeronaves de adiestramiento tienen una carga alar pequeña. Pero baja carga alar limita la velocidad de crucero. Un alta carga alar es deseada para los aviones más rápidos. También, las aeronaves con alta carga alar son menos susceptibles a la turbulencia. La inercia de la aeronave contra las ráfagas de turbulencia hace a la aeronave más difícil de volar.
Alargamiento
El alargamiento de un ala es la relación del ala medida de punta a punta entre la cuerda media. Sabiendo que un alta relación de alargamiento favorece a las aeronaves de baja velocidad o límite subsónico. Además, con una relación alta de alargamiento las alas son más eficientes, debido a que se reduce la carga realizada por la corriente arriba en el flujo aerodinámico. Una alta relación de alargamiento puede usar un motor pequeño ya que se necesita poca distancia para despegue y aterrizaje que con una relación pequeña de alargamiento. Sin embargo, existen muchas aeronaves de baja velocidad o en régimen subsónico con un relación baja de alargamiento. Entonces, ¿por qué un diseñador seleccionaría una relación baja de alargamiento cuando se sabe por la teoría y lo que dictan los cánones que el ala sufrirá potencia inducida y fuerza de arrastre
Las razones podrían ser estructurales. Un ala delgada y larga requiere más material. Una baja relación de alargamiento podría salvar entonces el peso de la estructura para compensar la reducida fuerza de levantamiento, desde que la potencia ha sido inducida por el cuadrado de la carga. El peso es probablemente la singularidad más importante al momento del criterio de diseño, al final el diseño de ala debe tomar en cuenta el peso estructural. Un ala ligera da una aeronave más ligera y esto permitirá al diseñador usar una pequeña área de ala. Un ala pequeña siempre pesará menos, por lo tanto existe un efecto tipo cascada al momento de diseñar un ala ligera. Sin embargo, en bajas velocidades la decisión de usar una relación baja de alargamiento resultara una alta potencia inducida, por lo tanto un motor más grande podría ser necesario.
Otra razón para seleccionar una relación baja de alargamiento, a pesar de su ineficiencia, es por eso que se usa en aeronaves acrobáticas. Una relación alta de alargamiento no podría balancearse tan rápido como en una relación baja de alargamiento. En las aeronaves acrobáticas la diferencia en la relación de balanceo podría ser la diferencia en una competición. Lo mismo es verdad para las aeronaves de combate. En un combate cerrado es deseable tener mucho más maniobrabilidad de la aeronave que el adversario.
En contraste, las aeronaves que son diseñadas para vuelos de gran altitud, deben tener gran relación de alargamiento, ya que a grandes altitudes la cantidad de aire disponible para desviar es muy pequeña ya que no hay continuidad y se dice que es un medio no continuo por lo tanto las aeronaves deben volar a un gran ángulo de ataque, de la teoría se sabe que grandes ángulos de ataque tienen gran potencia inducida. Una relación alta de alargamiento reduce la potencia inducida y son el ala de elección para grandes alturas.
Flechado
Más aeronaves comúnmente usan alas en flecha. El primer motivo detrás de usar alas en flecha es el que reduce la fuerza de arrastre en grandes velocidades de crucero. Esto fue descubierto en Alemania en la década de los treinta del siglo pasado, en altas velocidades la fuerza de arrastre parasita del ala fue relacionada al ángulo que se hace entre el aire y el borde de ataque del ala. Por lo tanto, el flechado de ala, reduce la fuerza de arrastre a grandes velocidades. En vuelos cercanos o por encima de la velocidad del sonido, en las alas con flechado es obligatorio reducir la potencia requerida para sostener velocidades de crucero. La mayoría de los transportes comerciales, aeronaves militares, jets ejecutivos vuelan cerca a la velocidad del sonido. Esto requiere alas en flecha. Un vistazo en el ala de una aeronave te puede decir que tan rápido puede ir en base al diseño de su flechado.
Existen otras razones para el ala en flechado. Las alas con flechado impactan en la estabilidad de la aeronave. Un ala con flechado es generalmente más estable que una que no está diseñada de esa manera. Esto es deseable para los pasajeros, desde que la aeronave tendrá una tendencia a estabilizarse después de que es perturbada por una ráfaga de aire. Por otro lado, un ala recta será menos estable. Los experimentos muestran que un ala con flechado hacia delante es menos estable que una diseñada con flechado normal, esto incrementa la maniobrabilidad.
Otra razón para el ala con flechado podría ser el mover el centro de levantamiento o sustentación del ala hacia delante o atrás desde donde la raíz del ala se une al fuselaje.
Virtualmente todas las aeronaves que están diseñadas con flechado en sus alas
velocidades de vuelo la reducción de la fuerza de arrastre debido al diseño disminuye tanto para el flechado hacia delante o hacia atrás. La primera ventaja de usar el flechado hacia delante es que se aumenta la maniobrabilidad de la aeronave. Pero este tipo de diseño contempla mayor dificultad en su construcción estructural. Un problema conocido como divergencia estructural puede ocurrir si el ala no es lo suficientemente rígida. Lo que pasa aquí es que las puntas sufren torsión debido a la carga. La torsión incrementa la carga en las puntas, esto torciendo incluso más las puntas de ala. Eventualmente, la carga en punta es demasiado grande que la aeronave completa sufre torsión. La llegada de más materiales compuestos que pueden ser adaptadas a los requisitos específicos de rigidez a la posibilidad de diseñar y construir aeronaves con flechado hacia delante.
Conicidad
El diseñador puede considerar en el diseño: la conicidad, en el ala de una aeronave. La conicidad consta con una pequeña cuerda en la punta de ala que en la raíz. Existen varias ventajas para usar la conicidad. Una razón es para ajustar la carga a lo largo de la envergadura del ala. El diseñador piensa y quiere distribuir la carga del ala tal que esto se reduzca en la punta del ala. Una gran carga de punta pondrá una carga de flexión grande en el ala. Esto significa que la estructura completa del ala tiene que ser construida más fuerte, y por lo tanto más pesada para soportar la carga. Es decir, si se cuelga un columpio desde el final de la rama de un árbol, la rama se doblará considerablemente. Por lo tanto, se conoce por experiencia que colgar un columpio en un árbol, debe de colgarse lo más cercano al tronco del mismo. Un ala rectangular, tendrá una gran carga en punta y requerirá una estructura más fuerte. La conicidad en las alas reducirá la carga en punta y esto resultara una estructura mucho más liviana.
La principal desventaja de la conicidad en las alas es que es más difícil de construir. Más pequeño es el uso en aeronaves de bajo costo usando estas alas con cuerda constante.
Existe otra razón para la conicidad, y que es el ajustar la fuerza de levantamiento a lo largo del ala y así minimizando la fuerza de arrastre. La fuerza de levantamiento sobre el ala es proporcional a la cantidad de aire desviado por la velocidad vertical del aire.
La cantidad de aire desviado y en consecuencia la fuerza de sustentación cambia a lo largo de la envergadura. En la aerodinámica clásica esto puede ser mostrado que la distribución de levantamiento de la mayoría de las alas con conicidad eficiente desde la raíz hasta la punta tiene una forma elíptica. Esto puede ser demostrado manteniendo la velocidad de la corriente y por lo tanto el ángulo de ataque del ala constante a lo largo del borde de salida, con lo cual se minimiza la fuerza de arrastre inducida. De tal manera, que la distribución de levantamiento se obtiene mediante la conformación del ala de manera que la cantidad de aire desviado se estrecha en una forma elíptica. Esta teoría fue ampliamente conocida por los diseñadores en la década de los treinta y dio lugar a muchas aeronaves con alas elípticas. Hoy en día uno no ve alas elípticas en las aeronaves porque son muy caras al momento de construir y existen otras maneras para crear un aproximación de distribución de levantamiento elíptica.
Torcimiento alar.
Otro método para la adaptación de la distribución de levantamiento sobre el ala es el torcer la misma, con un ángulo de ataque mayor desde la raíz que va disminuyendo hacia la punta. Otro termino para este tipo de torcimiento se conoce
hace una aproximación elíptica de levantamiento. Esta es otra ventaja a favor del torcimiento alar. Porque la raíz del ala está en gran ángulo de ataque, el ala entrará en perdida primero en la raíz. Dado que los alerones controlan el roll, están usualmente en la parte exterior del ala, los alerones pueden ser aún efectivos después de la perdida en la raíz. Si la punta entra en perdida, el piloto perdería el control del roll durante la perdida. Esto podría seguir a un giro descontrolado. Si las alas son diseñadas tal que la raíz entre primero en perdida el piloto puede controlar la aeronave y evitar lo antes mencionado.
Aunque torcer mecánicamente el ala es común en aeronaves de aviación general, aeronaves de transporte comercial e inclusive otras con alto rendimiento el torcimiento aerodinámico se usa. El torcimiento aerodinámico resulta cuando la sección transversal del ala cambia desde la raíz hasta la punta. En otras palabras, diferentes secciones de ala diseñadas son seleccionadas para diferentes posiciones a lo largo de la envergadura del ala. Por ejemplo, un diseñador puede reducir la combadura del ala de la sección del ala desde la raíz hasta la punta. El objetivo es seleccionar un ala que se carga más ligera en la punta y no entrará en perdida en el mismo ángulo que la raíz. El resultado es que el ala se comporta como si se torciera, aunque se tuerce aerodinámicamente más no mecánicamente.
TIPOS DE ALA
A continuación se ilustra las diferentes configuraciones de las que existen
Figura 5: Tipos de ala
Componentes estructurales del ala
De acuerdo a la función de cada componente se le denomina principal o secundario.
https://ingaeronautica.wordpress.com/2010/10/09/44/
Componentes principales:
Largueros Costillas Revestimiento Herrajes
Componentes secundarios:
Falsas costillas Larguerillos Refuerzos
Larguero (Spar): Viga que se extiende a lo largo del ala. Es el componente principal de soporte de la estructura. Soporta los esfuerzos de flexión y torsión.
Costilla (Rib): Miembro delantero y posterior de la estructura del ala, da forma al perfil y transmite la carga del revestimiento a los largueros.
Revestimiento (Skin): Su función es la de dar y mantener la forma aerodinámica del ala, pudiendo contribuir también en su resistencia estructural.
Herrajes (Fitting): Son componentes de metal empleados para unir determinadas secciones del ala. De su cálculo depende buena parte de la resistencia estructural del ala. Resisten esfuerzos, vibraciones y deflexiones.
Larguerillos (Stringer): Son miembros longitudinales de las alas a lo largo de las mismas que transmiten la carga soportada por el recubrimiento a las costillas del ala.
Placa o Alma (Web): Es una placa delgada que soportada por ángulos de refuerzo y estructura, suministra gran resistencia al corte.
Como ya se mencionó la función del ala es producir sustentación y soportar cargas, por lo tanto, su forma y estructura desde el punto de vista estructural se deberá comportar como una viga capaz de resistir esfuerzos, y entre ellos:
Cargas aerodinámicas. (sustentación y resistencia).
Cargas debidas al empuje o tracción del motor.
Reacción debida al tren de aterrizaje.
Esfuerzos debidos a la deflexión de las superficies móviles.
Figura 6: Elementos de Ala
TIPO DE LARGUEROS
Las fuerzas que soporta el ala varían a lo largo de la envergadura, por lo cual los largueros pueden ser de sección variable a lo largo de ésta, con lo se consigue disminuir el peso estructural.
http://aeroinvestigaciones.blogspot.mx/2013/05/tipos- de-estructuras-aeronauticas-y.html
Forma de la sección transversal del larguero: Depende de la forma del perfil, su altura, la resistencia exigida y el material empleado.
Sección rectangular: Es macizo, económico y sencillo.
Sección I: Posee una platabanda inferior y superior unidas mediante el alma.
Sección canal: Soporta mejor los esfuerzos que el rectangular, sin embargo es inestable bajo cargas de corte. Se lo utiliza solo como larguero auxiliar.
Sección doble T: Tiene buena resistencia a la flexión y es liviano.
Sección I compuesta: Tiene la platabanda inferior y superior del mismo material, mientras que el alma es de diferente material y se fija a las platabandas mediante remachado.
Figura 7: Tipos de largueros
Largueros de Armadura
Las dos platabandas se unen entre sí con elementos diagonales y o verticales que pueden estar vinculados por remachado, abulonado o soldado, que constituyen el alma del larguero.
http://ingenieria-mecanica-
jecheverri.blogspot.mx/2011_10_06_archive.html
Figura 8: Larguero de armadura
Largueros de Alma Llena
Las platabandas se unen con una chapa que forma el alma, en el caso que sea muy alta debe incluir refuerzos verticales para aumentar la estabilidad de la chapa.
Normalmente se agujerea el alma (agujero de alivianamiento), para disminuir su peso, para facilitar el acceso para las tareas de mantenimiento y para pasar tuberías y cables.
Los agujeros deben permitir el paso de una mano cerrada por lo tanto su diámetro no debe ser inferior a los 120 mm.
En vuelo normal la platabanda superior está sometida a compresión mientras que la inferior a tracción y el alma trabaja al corte.
http://ingenieria-mecanica-
jecheverri.blogspot.mx/2011_10_06_archive.html
Figura 9: Larguero de alma llena http://ingenieria-mecanica-
jecheverri.blogspot.mx/2011_10_06_archive.html
ii. SOFTWARE PATRAN /NASTRAN
El software Patran/Nastran (NASA Structural Analysis) tuvo su génesis en los 60, resultado de la sinergia de la agencia espacial norteamericana.
A principio de los 70, MSC. Software decidió crear y evolucionar su propio código de elementos finitos aplicado al cálculo estructural, MSC.Nastran.
Con la llegada de sistemas operativos de interfaz gráfico, MSC. Software desarrolló Patran, una herramienta CAE (Computer Aided Engineering) que permite el análisis de componentes, sistemas estructurales y mécanicos, mediante el análisis de elemento finito, Consta de interfaz gráfica, con el usuario, integración geométrica directa, preferencias de análisis, funcionalidad para ingeniería, visualización de los resultados
El proceso de modelado con MSC/ Patran se basa en los siguientes pasos:
Construcción y/o Importación de Geometría.
Selección del código de análisis.
Creación de un modelo de análisis:
o Malla de elementos finitos o Propiedades del material o Propiedades de los elementos o Cargas y condiciones de frontera Ejecución del análisis
Evaluación de los resultados
DESCRIPCIÓN DE CAPÍTULOS
En el capítulo I se obtienen los parámetros del avión como las especificaciones de la aeronave, envolvente de vuelo así como las especificaciones del ala; necesarias para el diseño y análisis en Catia V5 y Nastran/Patran respectivamente
En el capítulo II se determina la zona de corte mediante un análisis de aviones que cuentan con corte transversal en el ala.
En el capítulo III se muestra el proceso de análisis estructural en la zona de corte transversal mediante el software Patran /Nastran considerando las condiciones de vuelo críticas del ala. De igual forma se comparan los esfuerzos obtenidos mediante el software con las propiedades mecánicas del material
CAPITULO 1: OBTENCIÓN DE LOS
PARÁMETROS DEL AVIÓN WIIKIT
1.1 ESPECIFICACIONES DE LA AERONAVE
La aeronave cuya ala se escogió para realizar el corte transversal fue la aeronave WIIKIT, proyecto que surgió en febrero de 1986 por inquietud de los alumnos de la generación 81-86, dicha aeronave es un avión ligero deportivo cuyas características generales son las siguientes:
Biplaza Monomotor Ala baja,
Empenaje en configuración “T”
Tren fijo tipo triciclo Asientos lado a lado
Tipo de construcción semi-monocoque Materiales de integración nacional
Figura 10: Vista Frontal Aeronave WIKIIT
Diseño y Calculo Estructural del Ala del Avión WIKIIT y Pruebas de Distribución de Esfuerzos en un Modelo a Escala en el Polariscopio
Figura 11: Vista Lateral Aeronave WIKIIT
Figura 12: Vista Superior Aeronave WIKIIT
Diseño y Calculo Estructural del Ala del Avión WIKIIT y Pruebas de Distribución de Esfuerzos en un Modelo a Escala en el Polariscopio
Diseño y Calculo Estructural del Ala del Avión WIKIIT y Pruebas de Distribución de Esfuerzos en un Modelo a Escala en el Polariscopio
1.2 ENVOLVENTE DE VUELO
El cálculo de la envolvente de vuelo así como las condiciones de vuelo, fueron tomadas de la tesis “Diseño y Calculo Estructural del Ala del Avión WIKIIT y Pruebas de Distribución de Esfuerzos en un Modelo a Escala en el Polariscopio, realizada por los Ingenieros Jóse Luis Humberto Galicia y Victor Hugo Valdez Piña.
Considerando los siguientes datos:
Avión de categoría utilitaria
Peso máximo del WIIKIT .
Carga alar
Según A23.3 FAR 23
a) Velocidad mínima de diseño para bajar aletas
√ √
b) Velocidad mínima de diseño para maniobra
√ √
c) Velocidad mínima de diseño para crucero
√ √
d) Velocidad mínima de diseño para picada
√ √ √
√
Considerando un de 1.735 para la parte positiva de la parábola de la envolvente se tiene que:
√
√
La velocidad en el punto A de la envolvente será:
(
) √ √
Considerando un de 0.722 para la parte negativa de la parábola de la envolvente se tiene que:
√
√
La velocidad en el punto G de la envolvente
( ) √ √
Los datos anteriormente señalados son para el cálculo de factores de carga por maniobra, a continuación se muestran los cálculos por ráfaga, recordando que fueron tomados de la tesis anteriormente mencionada.
Según el FAR 23 los factores de carga por ráfaga pueden ser calculados a partir de las siguientes formulas:
̅
Donde:
Factor de carga por ráfaga Factor de elevación por ráfaga Relación de masa de la aeronave
Velocidad de ráfaga derivada (ver FAR 23 en 23.333(C))
Densidad del aire Carga alar
̅ Cuerda geométrica media
Aceleración debido a la gravedad Velocidad equivalente de la aeronave en nudos
Pendiente de la curva del coeficiente de fuerza normal del aeronave
Calculo de
Calculo de
Calculo de
La velocidad que se determinó por conveniencia en dicha tesis fue:
Al final se calcula el factor de carga por ráfaga .
Con esta fórmula se determinan los factores de carga por ráfaga considerando velocidades de ráfagas de 80 ft/seg tanto para y .
La envolvente de vuelo se muestra en la gráfica
-4 -2 0 2 4 6 8
0 20 40 60 80 100 120 140 160 180
FACTOR DE CARGA ÚLTIMO POSITIVO
FACTOR DE CARGA LÍMITE POSITIVO
FACTOR DE CARGA LIMITE NEGATIVO
FACTOR DE CARGA ÚLTIMO NEGATIVO
A C D
F E G
-30 -20 -25 80
70
60 50 40 35
20 30 25
-35 -40 -50 -60 -70 -80 VS+=39.20
VS-=-60.769 VF=70
VA=82
VG=91
VC=108 VD = 160 n=6.6
n1=n3=4.4
n2=n4=-2.2
n=-3.3
1.2.1 CONDICIONES DE VUELO
Las condiciones presentes en la aeronave WIKIIT son:
A Gran ángulo de ataque positivo
G Gran ángulo de ataque negativo
D Pequeño ángulo de ataque positivo
E Pequeño ángulo de ataque negativo
C Condición de carga para crucero positivo
F Condición de carga para crucero negativo
Condición A
De la envolvente de vuelo. Gráfica…
Condición G
Condición D
Condición E
Condición C
Condición F
Cabe señalar que no todas las condiciones anteriormente señaladas se tomarán en cuenta para el análisis de esfuerzos por el software MSC Patran/Nastran propuesto en este trabajo, solo se considerarán las condiciones de vuelo críticas de carga ya que en dichas condiciones la semi-ala estará sometida a los momentos flexionantes y esfuerzos de compresión máximos.
Por lo tanto las condiciones críticas de carga son:
Condición D (Pequeño ángulo de ataque positivo) Condición con la velocidad de picada límite permisible y esfuerzos de compresión máximos sobre la parte superior trasera de los largueros
Condición A (Gran ángulo de ataque positivo) Condición con esfuerzos de compresión en la región superior delantera de la región transversal del ala.
1.3 ESPECIFICACIONES DEL ALA
Como se ha mencionado con anterioridad en el presente trabajo se utilizarán los datos de la semi-ala del avión Wiikit tanto para su diseño en el software Catia V5 así como para el análisis de la zona de corte transversal en el software MSC Patran/Nastran, las especificaciones se muestran a continuación:
( )
CAPITULO 2: DETERMINACIÓN DE LA ZONA DE CORTE
TRANSVERSAL
2.1 AVIONES CON ALA CON CORTE TRANSVERSAL.
Para determinar la zona de corte transversal a analizar en la semi-ala del avión Wiikit, se hizo una búsqueda de aviones que tuvieran cortes transversales en el ala, esto con el fin de hacer una media del porcentaje de semi-envergadura en la que se encuentra el corte transversal de todos los aviones analizados, definiendo con esto la zona de corte que se utilizaría para al análisis del presente trabajo.
Los aviones considerados fueron los siguientes:
Douglas AD-4 Skyrider
Douglas AD-5 (A-1E) Skyrider
Grumman Wildcat
Grumman Avenger TBF-1
Hawker Sea hawk
Sea Vixen FAW- 2
Vought AU-1 Corsair
Douglas AD-4 Skyrider Tripulación: 1 piloto Envergadura: 15.25 m Superficie alar: 37.19 m2
Peso máximo de despegue: 11,340 kg
% de semi-envergadura donde se encuentra el corte transversal:
46.51%
Figura 13: Douglas AD-4 Skyrider
Douglas AD-5 (A-1E)
Figura 14: Douglas AD-5(A-1E)
Máximo peso de despegue: 11340 kg Velocidad crucero: 329.91 km/h Envergadura: 15.25 m
% de semi-envergadura donde se encuentra el corte transversal: 43.3%
Grumman Wildcat Tripulación: 1
Envergadura: 11.58 m Superficie alar: 24.15 m2
Peso máximo al despegue: 3610 kg
% de semi-envergadura donde se encuentra el corte transversal: 28.1%
Figura 15: Grumman Wildcat
wikipedia http://es.wikipedia.org/wiki/Douglas_A-1_Skyraider
wikipedia http://es.wikipedia.org/wiki/Douglas_A-1_Skyraider
Grumman Avenger TBF-1
Figura 16: Grumman Avenger TBF-1
Tripulación: 3
Envergadura: 16.5 m Superficie alar: 45.5m2
Peso máximo de despegue: 8115 kg
% de semi-envergadura donde se encuentra el corte transversal: 31 %
Hawker Sea hawk Tripulación: 1
Envergadura: 11.9 m Superficie alar: 25.8 m2
Peso máximo al despegue: 7325 kg
% de semi-envergadura donde se encuentra el corte transversal:
35.23%
Figura 17: Hawker Sea HawK
Figura 18: Sea Vixen FAW-2
Sea Vixen FAW- 2
Tripulación: 2
Envergadura: 15.5 m Superficie alar: 60.2 m2
% de semi-envergadura donde se encuentra el corte transversal: 66.6%
http://en.wikipedia.org/wiki/List_of_surviving_Grumman_TBF_A vengers
wikipedia http://www.airliners.net/photo/UK---Navy/Hawker- Sea-Hawk/1621059/L/
wikpedia http://www.airliners.net/photo/0925490/L/
Vought AU-1 Corsair Tripulación: 1
Envergadura: 12.5 m Superficie alar: 29.17m2
% de semi-envergadura donde se encuentra el corte transversal: 41.58%
2.2 ANÁLISIS DE AVIONES CON ALA CON CORTE TRANSVERSAL
Continuando con el análisis, se tomaron los planos de cada avión con corte transversal en la semi-ala, con los cuales se trazaron líneas guías en la vista en planta con el objetivo de determinar el porcentaje de en el que se encuentra el corte.
Douglas AD-4 Skyrider
Figura 19: Vought AU-1 Corsair
46.51
Figura 20: "Plano Douglas AD-4 Skyrider"
wikpedia http://www.airliners.net/photo/0925490/L/
http://en.wikipedia.org/wiki/Douglas_A-
Douglas AD-5 (A-1E) Skyrider
Grumman Wildcat
43.3%
28.1 % Figura 21: "Plano Douglas AD-5 (A-1E) Skyrider"
Figura 22: "Plano Grumman Wildcat"
http://www.network54.com/Forum/666982/message/133686713 7/Portada+comentada+(+Im%C3%A1genes,+Planos,Perfiles+y+Ma quetas)++Douglas+AD-5+Skyraide
http://en.wikipedia.org/wiki/Grumman_F4F_Wildcat#mediaview er/File:F4F.svg
Grumman Avenger TBF-1
Hawker Sea hawk
31 %
35.23%
Figura 23: "Plano Grumman Avenger TBF-1"
Figura 24: "Plano Hawker Sea hawk
http://en.wikipedia.org/wiki/Grumman_TBF_Avenger#mediavie wer/File:TBF-1_BuAer_3_side_view.jpg
http://en.wikipedia.org/wiki/Hawker_Sea_Hawk#mediaviewer/Fi le:Hawker_Sea_Hawk.svg
Sea Vixen FAW- 2
Vought AU-1 Corsair
Figura 26: "Plano Vought AU-1" Corsair 66.6%
41.58%
Figura 25: "Plano Sea Vixen FAW 2”
http://en.wikipedia.org/wiki/De_Havilland_Sea_Vixen#mediavie wer/File:Sea_Vixen_FAW_2.svg
http://en.wikipedia.org/wiki/Vought_F4U_Corsair#mediaviewer/File:
Vought_AU-1_Corsair_Standard_Aircraft_Characterisics_1953.PNG
Considerando el porcentaje de semi-envergadura de los aviones mostrados anteriormente se tiene la siguiente tabla:
Avion Distancia en % de semi-
envergadura donde se localiza el corte transversal
Douglas AD-4 Skyrider 46.51%
Douglas AD-5 (A-1E) Skyrider 43.3%
Grumman Wildcat 28.1%
Grumman Avenger TBF-1 31%
Hawker Sea hawk 35.23%
Sea Vixen FAW- 2 66.6
Vought AU-1 Corsair 41.58%
Promedio 41.76 %
Después de la recolección de datos, la siguiente tabla muestra el promedio del porcentaje de envergadura en la que se hará el corte transversal teniendo como dato el 41.76%.
En la imagen se muestra el corte transversal hecho en la semi-ala del avión Wiikit, modelado en el gracias al software Catia V5.
Figura 27: Vistas del ala diseñada en el software Catia V5
CAPITULO 3: ANÁLISIS
ESTRUCTURAL DE LA ZONA DE CORTE TRANSVERSAL EN
PATRAN/ NASTRAN
3.1 ESFUERZOS EN LA SECCIÓN DE CORTE TRANSVERSAL
Esta simulación estructural de la semi-ala de la aeronave Wiikit se ha considerado como un análisis estático. El cual tiene cargas puntuales sobre los elementos estructurales principales que están en contacto directo con la piel de la semi-ala, los cuales son viga delantera y viga trasera, además decir, que son los elementos estructurales con mayor área de contacto de este cuerpo sustentador.
Para el análisis de la semi-ala del avión Wiikit se tomaron en consideración las propiedades mecánicas del material Aluminio 2024 ya que el software necesita el ingreso de algunas propiedades como el Modulo de Young y relación de Poisson.
Sistema Internacional
Sistema Ingles
Resistencia a la tensión
Limite elástico Módulo de
elasticidad
Coeficiente de Poisson
Conociendo las condiciones de vuelo criticas bajo las que opera la aeronave WIKIIT (Condición A y D) usamos la presión estática presente en cada condición con el objetivo de determinar la fuerza aplicada en la semi-ala, obteniendo así un dato de entrada de suma importancia para el análisis estructural en Patran.
Fuerza para condición A Con
Sabiendo que el área de contacto de las vigas con la piel es:
Fuerza para condición D Con
3.2 PROCEDIMIENTO DE ANÁLISIS
Todo análisis de elemento finito como ya se mencionó consta de las siguientes etapas:
I. Construcción y/o Importación de Geometría.
II. Creación de un modelo de análisis:
III. Propiedades del material
IV. Cargas y condiciones de frontera V. Malla de elementos finitos VI. Ejecución del análisis VII. Evaluación de los resultados
3.2.1 CONSTRUCCIÓN Y/O IMPORTACIÓN DE GEOMETRÍA.
Para cumplir con el primero punto del procedimiento de análisis En el software Patran/ Nastran, iniciamos el proceso de importación del ala previamente diseñada en el software CATIA V5, considerando que el archivo en CATIA V5 tiene que guardarse con extensión “.stp”
Figura 28: Cuadro de dialogo "Import" en Nastran /Patran
3.2.2 CREACIÓN DE UN MODELO DE ANÁLISIS
Una vez seleccionada la geometría Dentro de la ventana de dialogo “Import” solo seleccionamos en “Source” el tipo de extensión del archivo a analizar y seleccionamos el botón “Apply”.
Figura 29: Sólido importado con extensión "stp"
3.2.3 PROPIEDADES DEL MATERIAL
Trabajando con una plataforma en milímetros, se procede a anexar las propiedades del material isotrópico Al 2024-T3 dentro del software, como ya se mencionó con anterioridad estas propiedades son:
Módulo de elasticidad
Relación de Poisson
Como se muestra en la figura se asignan las propiedades del material (Aluminio 2024), previamente se mencionado.
Figura 30: Ingreso de propiedades del material
Figura 31: Asignación del material previamente ingresado
Por ultimo solo se seleccionó la entidad (superficie y/o solido) a la cual se le asignará el material (recordando seleccionar el icono “SOLID”) ya que se trata solo de un elemento o sólido
3.2.4 CARGAS Y CONDICIONES DE FRONTERA
La semi-ala de la aeronave Wiikit tiene condiciones de fijación sobre su primera costilla, las cuales son para el vector traslación T= [0, 0, 0] y el vector rotación R= [0, 0, 0]. Estos datos se ingresan dentro de la pestaña “Load Boundary Conditions” ya sea fuerza o condiciones de frontera se selecciona la pestaña
“Object”
Figura 32: Vinculación entre sólido y material
Posteriormente se crearon las condiciones de carga a las cuales está sometido el modelo. Recordando que las condiciones de carga a las cuales está sometida la estructura alar del WIKIIT, en el análisis estático se mencionaron al inicio de este capítulo.
Para este análisis estático, únicamente los elementos estructurales de la semi-ala de la aeronave WIKIIT trabajaran a compresión y tensión únicamente, esto se logra ubicando las cargas puntuales en superficie de contacto de las vigas traseras y delanteras tanto del extradós como del intradós; es decir, se tendrán cuatro soluciones para este problema.
Figura 33: Cuadro de dialogo para ingresar fuerzas y condiciones de frontera
Figura 34: Fuerzas en el Extradós
Figura 35: Fuerzas en el intradós
3.2.5 MALLA DE ELEMENTOS FINITOS
Ya ubicando las cargas puntuales como anteriormente se dijo, se procede a mallar el elemento sólido, tratando de que los elementos de esta malla traten de ser del mismo tamaño y equivalentes entre ellos para poder tener una solución correcta. Todo esto se hace en la pestaña de Meshing de la barra de menús, para que en seguida nos despliegue un submenú como este:
Figura 36: Cuadro de dialogo para mallar
Por ultimo solo seleccionamos “Create” y la opción “Mesh”, en seguida seleccionamos el sólido como se muestra en la figura
Figura 37: Sólido ya mallado
La malla que se utilizó para este análisis es una malla tipo sólida y de forma tetraédrica.
3.2.6 EJECUCIÓN DEL ANÁLISIS
Por último, en la sección o pestaña Analysis dentro del ambiente Patran, seleccionamos la opción “Linear Static” y “Apply” para que el software empiece con la solución
I. Evaluación de los resultados
La evaluación de los resultados obtenidos se menciona en el siguiente subcapítulo.
3.2.7 EVALUACIÓN DE LOS RESULTADOS
Las consideraciones de los cuatro análisis estáticos para las Condiciones de Carga correspondientes a las condiciones Ay D son los siguientes:
Solución 1
Ubicada sobre el área de la viga delantera y trasera en el extradós Solución 2
Ubicada sobre el área de la viga delantera y trasera en el intradós.
Solución 3
Ubicada sobre el área de la viga delantera y trasera en el extradós
Solución 4
Ubicada sobre el área de la viga delantera y trasera en el intradós
Solución 1
(Fuerza aplicada en el extradós)
En las figuras se muestra la zona de la semi-ala donde se aplicó la fuerza así como los nodos de igual forma en la tabla se muestran los esfuerzos generados a partir de la aplicación de dicha fuerza, cabe señalar que los nodos mostrados a continuación se encuentran en la zona de corte de la semi-ala
Figura 38: Nodo (18450) presente en el zona de corte
NÚMERO DE NODO PRINCIPAL
NODO QUE INTERECTUA
CON NODO PRINCIPAL
ESFUERZO NORMAL
ESFUERZO DE CORTE
ESUFERZO PRINCIPAL
VON MISES
18450
CENTER
X 6.309048E+02 XY 6.376024E+00 A 9.402906E+02
1.201233E+03 Y 1.280487E-01 YZ -1.153228E+00 B -4.129884E+02
Z -1.035897E+02 ZX 5.682650E+02 C 1.408689E-01 482096
X 6.077891E+02 XY 1.851154E+00 A 1.294291E+03
1.885660E+03 Y -5.299782E+00 YZ 1.289302E+01 B -8.684595E+02
Z -1.819104E+02 ZX 1.006621E+03 C -5.252304E+00
481942
X 8.942136E+02 XY 1.318253E+01 A 1.620354E+03
2.244520E+03 Y 1.200988E+00 YZ -1.595243E+01 B -9.419130E+02
Z -2.153303E+02 ZX 1.154536E+03 C 1.643154E+00 483340 X 3.057281E+02 XY 1.644220E+01 A 1.306616E+03
1.854309E+03 Y 8.108778E+00 YZ -7.795658E+00 B -8.170122E+02
Z 1.836832E+02 ZX -1.059924E+03 C 7.916358E+00
481941 X 7.158885E+02 XY -5.971788E+00 A 1.515821E+03 2.195028E+03 Y -3.497790E+00 YZ 6.242152E+00 B -1.000806E+03
Z -2.008015E+02 ZX 1.171828E+03 C -3.426277E+00
Figura 39: Nodo (78840) presente en la zona de corte
NÚMERO DE NODO PRINCIPAL
NODO QUE INTERECTUA
CON NODO PRINCIPAL
ESFUERZO NORMAL
ESFUERZO DE CORTE
ESUFERZO PRINCIPAL
VON MISES
74840
CENTER X 4.862841E+02 XY -4.651265E+02 A 5.501140E+02 5.735063E+03 Y -5.246525E+03 YZ -1.498102E+03 B -6.065383E+03
Z -3.253160E+03 ZX 1.807115E+02 C -2.498131E+03
474537 X -1.265876E+03 XY 1.755930E+02 A 9.333273E+03 9.439134E+03 Y 8.879923E+03 YZ 1.780863E+03 B -1.274185E+03
Z 2.304648E+03 ZX -1.004376E+02 C 1.859607E+03
458242 X 1.512157E+03 XY -9.049849E+02 A 1.580613E+03 1.164688E+04 Y -1.142842E+04 YZ -1.570169E+03 B -1.182549E+04
Z -4.525289E+03 ZX 7.115014E+01 C -4.196675E+03
458236 X -2.629152E+03 XY 3.422534E+02 A -2.530429E+03 6.896241E+03 Y -6.956256E+03 YZ -3.234244E+03 B -9.712376E+03
Z -5.800062E+03 ZX 5.059900E+02 C -3.142666E+03
458240 X 4.328008E+03 XY -1.473367E+03 A 4.494151E+03 1.491949E+04 Y -1.148134E+04 YZ -2.968857E+03 B -1.273167E+04
Z -4.991936E+03 ZX 2.461434E+02 C -3.907753E+03
Figura 40: Nodo (88217) presente en l zona de corte
