METODOLOGIA PARA EVALUAR LOS ESFUERZOS Y …METODOLOGIA PARA EVALUAR LOS ESFUERZOS Y LA DEFORMACION DE LA CAJA DE TORSION DE UN ALA USANDO EL METODO DE LOS ELEMENTOS FINITOS Dr. Martín
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METODOLOGIA PARA EVALUAR LOS ESFUERZOS Y LA DEFORMACION DE LA CAJA DE TORSION DE UN ALA USANDO
EL METODO DE LOS ELEMENTOS FINITOS
Dr. Martín Castillo MoralesDra. Tania P. Berber SolanoMC María de Jesús Nañez
UANL – FIME
UANL FIME
PRINCIPALES ACTIVIDADES DEL CIIIA
• Investigación y Desarrollo Tecnológico
• Generación de Capital Humano
• Servicios de Ingeniería para los sectores relacionados.
Diseño de AeronavesAbarca varias etapas, siendo la primera de ellas la definición de la misión de la aeronave y sus requerimientos, pasando por el diseño conceptual, diseño de detalle, desarrollo y pruebas del prototipo y finalmente la fabricación.
OBJETIVO
Evaluar por medio del método de los elementos finitos (MEF) ladistribución de esfuerzos y deformación existentes en la caja de torsióndel ala de un aeroplano para transporte civil.
Para este efecto se consideraron las cargas aerodinámicas a las quese encuentra sometida el ala de dicha aeronave, en las condiciones devuelo recto y nivelado a una altura de 7600 m y una velocidadpropuesta de crucero de 500 km/ hr con tanque de combustible lleno yvacío.
TIPO DE MATERIAL A UTILIZAR
Clad 2024 T3 Clad 7075 T6
Módulo de elasticidad 73 GPa 72 GPa
Relación de Poisson 0.32 0.32
Esfuerzo de cedencia 483.812 MPa 559.84 MPa
TIPO DE MATERIAL UTILIZADOS EN ELEMENTOS ESTRUCTURALES
DESCRIPCION MATERIALPiel
Clad 7075 T6
Larguero delantero de la 0 a la 13
Larguero delantero de la 13 a la 30
Larguero trasero de la 0 a la 13
Larguero trasero de la 13 a la 30
Costillas 4, 9-13
Clad 2024 T3Costilla 2
Costillas restantes
Atiezadores Clad 7075 T6
ESPECIFICACIÓN DE LOS ELEMENTOS DE LA ESTRUCTURA
DESCRIPCION ESTACIONES (Número de Costilla) Espesor
Piel superior13-14 5 mm
0-13, 14-30 2 mm
Piel inferior
3-6 (hasta atiezador delantero 1) 11 mm
3-5 (hasta atiezador trasero 1) 9 mm
0-30 2 mm
Larguero delantero
4-5 24 mm
3-4, 5-6 20 mm
6-7 15 mm
1-3 9 mm
0-1, 7-13 3.5 mm
13-30 1.8 mm
DESCRIPCION ESTACIONES (Número de Costilla) Espesor
Larguero trasero
3-5 14 mm
0-3, 5-13 3 mm
13-30 2 mm
Costillas
2 2.5 mm
4, 9-13 2 mm
0, 1, 3, 5-8, 14-30 1.4 mm
VELOCIDAD DE 500 km. por hr.
ALTURA DE7,600 m
CONDICIÓN DE VUELO QUE SE ANALIZARÁAltura, velocidad, vuelo recto y nivelado
CONOCER LA DISTRIBUCIÓN DE FUERZAS EN LA SEMIALA
Levantamiento, resistencia, peso de combustible, de motores, etc.
OBTENCIÓN DEL DIAGRAMA FACTOR CARGA-VELOCIDADFactor máximo de carga considerado para la aeronave
Diagrama V-n de maniobra
El diagrama factor carga – velocidad o diagrama V-n, se construye para tres tipos de aeronaves, las cuales están divididas en militares y dos clases de civiles, a estas últimas se les clasifica por medio de las normas de regulación federal de aviación y son regidas por las certificaciones del FAR 23, solo para aeronaves de 800 a 1500 Kg, y el FAR 25, para aeronaves con la categoría de transporte.
DIAGRAMA V-n DE RAFAGAEl diagrama de ráfaga indica los factores de carga a los que estará sujeta la aeronave tomando en cuenta las velocidades de ráfaga que se presentarán a la altura en que se encontrará, en éste caso se analizará a una altura de 25,000 ft (7,620 m), y las velocidades de ráfaga están dadas por la FAR 23 y 25. Tomando en cuenta lo anterior, se tendrán factores de carga mayores a los de maniobra.
La aeronave estará sujeta a sufrir esfuerzos más grandes al presentarse una ráfaga en vuelo recto y nivelado a una velocidad de ráfaga igual a 307 knots.
OBTENCIÓN DE FUERZAS SOBRE LA ESTRUCTURA DEBIDO AL VUELO Y MODELADO EN ANSYSRestricciones, resistencia, levantamiento, combustible, etc.
RESULTADOS OBTENIDOS
•Con combustible
• Desplazamientos• Esfuerzos principales• Esfuerzos por Von Mises
DEFORMACION CON COMBUSTIBLE
Inicialmente se estudió la deformación y se observa la forma en que se comporta la semiala
VISTA INFERIOR
VISTA LATERAL
VISTA FRONTAL
0.882 m
-0.024 m
0.0234 m
Se puede ver que las grandes deformaciones que sufre son en la dirección “y” de sus ejes coordenados, y que la parte
que sufre el desplazamiento mayor es la punta, esto debido a que se podría
considerar como una viga empotrada con una carga distribuida.
RESULTADOS S1 CON COMBUSTIBLE
σCEDENCIA
0.5706E+08 kg/m2
El esfuerzo principal S1 máximo deberá ser menor que el esfuerzo de cedencia a la tensión
Partiendo del hecho de que los materiales fallan en condiciones frágiles o dúctiles, se analiza inicialmente las posibilidades de una falla del primer tipo.
RESULTADOS S3 CON COMBUSTIBLE
σCEDENCIA
0.5706E+08 kg/m2
El esfuerzo principal mínimo S3 debe ser menor (en valor absoluto) que el esfuerzo de compresión a la cedencia
RESULTADOS VON MISES CON COMBUSTIBLE
σCEDENCIA
.5706E+08 kg/m2
Se evalúa la posibilidad de una falla de tipo dúctil, para esto tomaremos en cuenta la teoría de falla de Von Mises, que también se le conoce como teoría de máximo trabajo de distorsión.
RESULTADOS OBTENIDOS
•Sin combustible
• Desplazamientos• Esfuerzos principales• Esfuerzos por Von Mises
DEFORMACION SIN COMBUSTIBLE
El incremento en deformación es de suponerse puesto que no actúa el peso del combustible que ayuda a disminuir la flexión en el ala impuesta por el levantamiento
EVALUACIÓN DE RESULTADOS
MÉTODO DE ELEMENTO FINITO- SEMIALA SIN COMBUSTIBLE- DESPLAZAMIENTOS
MÉTODO ENERGÉTICO- SEMIALA SIN COMBUSTIBLE- DESPLAZAMIENTOS
Comparación de resultados entre el método energético y el método de elementos finitos
Se llevo a cabo el análisis de deflexión de la estructura por medio de el “Método de cargas unitarias ficticias” o “Método de cargas virtuales”. Este consiste en la obtención de los desplazamientos que sufre una estructura en los puntos donde se encuentra sometida a fuerzas externas, para esto emplearon métodos matriciales.
Dos matrices fueron obtenidas una donde se encuentren las fuerzas internas generadas por las fuerzas externas “unitarias” y otra donde se agrupan los “coeficientes de flexibilidad” de los elementos de la estructura.
CONCLUSIONES
• De los análisis realizados, el que muestra condiciones más desfavorables es el caso cuando la aeronave vuela con tanques de combustible vacíos. Esto es debido a que la rigidez estructural es menor, ya que la carga de sustentación no es contrarrestada con el peso del líquido.
• Las zonas críticas en donde se presentan los esfuerzos máximos son en la costilla 4, y en general en el larguero delantero.
• De la comparación de las evaluaciones con los métodos energéticos utilizados en la validación de los resultados en ANSYS 12.0 que utiliza el MEF, se concluye que existe convergencia. Sin embargo, los resultados del MEF tienen una mayor ventaja por la capacidad de mostrar los campos de esfuerzos que se presentan en una sección dada considerando la geometría compleja de la estructura.
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