PROGRAMA INGENIERÍA AERONAUTICA GUTIERREZ MORENO, Jhon Jairo GARCIA VALERO, Carlos Andres RODRIGUEZ HURTADO, Juan David CIVIL AVIATION SAFETY AUTHORITY AUSTRALIA. Design Standards:Unmanned Aerial Vehicles- Aeroplanes Australia. Version 2.2, 2000. TITULO UAV Aeronave no tripulada Estructura alar ANDERSON, John D, Aircraft Performance and Design. United States: Tercera edicion. Editorial Mac. Graw Hill. FUENTES BIBLIOGRAFICAS AYALA GALLEGO, Juan Sebastian AUTORES CONSTRUCCION Y ENSAYOS ESTRUCTURALES DEL ALA Y SU UNION AL FUSELAJE DEL UAV NAVIGATOR X-2.1 UTILIZANDO EL BANCO DE PRUEBAS X1 DE LA UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA PARA OBTENCIÓN DE DATOS ESTATICOS Y DINAMICOS. DESCRIPCION Caracterizacion Bomba de vacio Actuador Metodos de contruccion PALABRAS CLAVE El objetivo principal de este proyecto, es utilizar los datos de telemetria de los vuelos desarrollados por el UAV NAVIGATOR X2, para asi analizar las cargas a las que esta sometida la estructura alar de la aeronave.Teniendo el analisis de Cargas, se procede a construir el ala y su union al fuselaje, utilizando materiales compuestos y las tecnicas de fabricacion estanderes para este tipo de materiales, para analizar el comportamiento estructural sometiendola a las cargas antes calculadas en un banco de pruebas y comparando los datos obtenidos con un analisis por medio de elementos finitos (Ansys). Con un completo analisis, se pretende aportar al grupo de diseño del UAV NAVIGATOR X2 soporte teorico basado en las pruebas realizadas, para optimizar la estructura alar de la aeronave, con la mejor disposicion de materiales, disminuyendo el peso, aumentando su rendiemiento y manteniendo una integridad estructural. Analisis Estructural Aeroelasticidad Materiales Compuestos Fibra de Carbono Resina Banco de pruebas
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PROGRAMA INGENIERÍA AERONAUTICA
GUTIERREZ MORENO, Jhon Jairo
GARCIA VALERO, Carlos Andres
RODRIGUEZ HURTADO, Juan David
CIVIL AVIATION SAFETY AUTHORITY AUSTRALIA. Design
Standards:Unmanned Aerial Vehicles- Aeroplanes Australia. Version
2.2, 2000.
TITULO
UAV
Aeronave no tripulada
Estructura alar
ANDERSON, John D, Aircraft Performance and Design. United
UNION AL FUSELAJE DEL UAV NAVIGATOR X-2.1 UTILIZANDO EL
BANCO DE PRUEBAS X1 DE LA UNIVERSIDAD DE SAN
BUENAVENTURA PARA OBTENCIÓN DE DATOS ESTATICOS Y
DINAMICOS.
DESCRIPCION
Caracterizacion
Bomba de vacio
Actuador
Metodos de contruccion
PALABRAS CLAVE
El objetivo principal de este proyecto, es utilizar los datos de telemetria
de los vuelos desarrollados por el UAV NAVIGATOR X2, para asi
analizar las cargas a las que esta sometida la estructura alar de la
aeronave.Teniendo el analisis de Cargas, se procede a construir el ala
y su union al fuselaje, utilizando materiales compuestos y las tecnicas
de fabricacion estanderes para este tipo de materiales, para analizar el
comportamiento estructural sometiendola a las cargas antes calculadas
en un banco de pruebas y comparando los datos obtenidos con un
analisis por medio de elementos finitos (Ansys). Con un completo
analisis, se pretende aportar al grupo de diseño del UAV NAVIGATOR
X2 soporte teorico basado en las pruebas realizadas, para optimizar la
estructura alar de la aeronave, con la mejor disposicion de materiales,
disminuyendo el peso, aumentando su rendiemiento y manteniendo
una integridad estructural.
Analisis Estructural
Aeroelasticidad
Materiales Compuestos
Fibra de Carbono
Resina
Banco de pruebas
PROGRAMA
2.1.14. ACERO 1040
2.1.15. JIG
2.1.16. MOLDE
2.1.17. WEAVE (TEJIDO)
2.1.18. RESINA PRE-ASCELERADA
CONTENIDOS
1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA
ALLEN, David H. Introduction to Aerospace Structural Analisys.
Canada: John Wiley & Sons, Inc., 1985.
INGENIERÍA AERONAUTICA
ABBOTT, Ira, H. Theory of Wing Sections, Including a
Summary of Airfoil Data. New York, United States: Second
edition. Dover Publications Inc. 1959.
TRABAJO DE GRADO DE LA UNIVERSIDAD DE SAN
BUENAVENTURA "DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHÍCULO
AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02"
TRABAJO DE GRADO DE LA UNIVERSIDAD DE SAN
BUENAVENTURA "DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UNA
ESTRUCTURA ALAR DE AERONAVES NO TRIPULADAS DE
ALCANCE MEDIO PARA LA SIMULACIÓN DE CONDICIONES DE
VUELO EN UN BANCO DE PRUEBAS ESTRUCTURALES"
2.1.9. MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS
2.1.4. WING BOX
2.1.5. CARGA LIMITE Y CARGA ULTIMA
2.1.6. FIBRA DE CARBONO
FUENTES
BIBLIOGRAFICAS
INTRODUCCION
1.1. ANTECEDENTES
1.2. DESCRIPCION Y FORMULACION DEL PROBLEMA
1.3. JUSTIFICACION
1.4. OBJETIVOS DE LA INVESTIGACION
1.4.1. General
1.4.2. Especificos
1.5. ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO
2. MARCO DE REFERENCIA
2.1.1. AERONAVE NO TRIPULADA
2.1.2 ESTRUCTURA
2.1.3. AEROELASTICIDAD
2.1.7. FIBRA DE VIDRIO
2.1.8. RESINA
2.1.19. VACIO
2.1.20. POLIESTIRENO EXPANDIDO
2.1.10. BANCO DE PRUEBAS
2.1.11. ACTUADOR
2.1.12. ACTUADOR NEUMATICO
2.1.13. ACERO
PROGRAMA
2.1.23. BRIONI
INGENIERÍA AERONAUTICA
CONTENIDOS
4.4.4. ACTUADORES NEUMATICOS
4.4.5. ACTUADORES HIDRAULICOS.
4.4.6. CRITERIO DE SELECCIÓN DE LOS ACTUADORES
2.1.24. GUATA
3.5.1. ANALISIS DE CARGAS
4.1.1. DISTRIBUCION DE SUSTENTACION
4.1.2. DISTRIBUCION DE DRAG
4.1.8. UNION ALA FUSELAJE.
4.1.6.3. ANALISIS DE PANDEO PARA LA PIEL DEL ALA.
4.1.9. UNION DEL ALA CENTRAL CON EL ALA EXTERIOR.
4.4. SISTEMAS
4.2. CARACTERIZACION DE MATERIALES4.3. PROCESO DE CONSTRUCCION DEL ALA Y SU UNION AL
FUSELAJE.
4.5. BANCO DE PRUEBAS.
4.4.1. AUTOMATIZACION NEUMATICA DEL SISTEMA
4.4.2. DESCRIPCION DEL SISTEMA NEUMATICO
4.4.3. CARACTERISTICAS DEL COMPRESOR
4.1.6.1. ANALISIS DE ESFUERZOS NORMALES EN LA SECCION
CENTRAL DEL ALA.
4.1.6.1.1. ESFUERZOS NORMALES EN LA SECCION CENTRAL
DEL ALA
4.1.6.2. ANALISIS DE ESFUERZOS DE LA PIEL.
4.1.4. POSICION DEL CENTRO DE RIGIDEZ
4.1.5. FUERZA CORTANTE Y MOMENTOS SOBRE EL ALA
4.1.6. CALCULO DE ESFUERZOS NORMALES
4.1.7. ANALISIS ESTRUCTURAL TENIENDO EN CUENTA EL
DISEÑO DEL ALA
3.5. VARIABLES
4. DESARROLLO INGENIERIL
4.1. ANALISIS DE CARGAS
4.1.3. POSICION DEL CENTRO DE CARGA.
3.1. ENFOQUE DE LA INVESTIGACION
3.2. LINEA DE INVESTIGACION DE LA USB/SUB-LINEA DE
FACULTAD / CAMPO TEMATICO DEL PROGRAMA
3.3. TECNICAS DE RECOLECCION DE INFORMACION
3.4. HIPOTESIS
3. METODOLOGIA
2.1. MARCO TEORICO CONCEPTUAL
2.2. MARCO LEGAL O NORMATIVO
2.1.21. PLASTICO TERMO-ENCOGIBLE
2.1.22. LAMINADO
PROGRAMA
4.6.5. ESFUERZO EQUIVALENTE4.6.6. ESFUERZOS NORMALES4.6.7. ESFUERZOS CORTANTES4.7. ANALISIS CON ELEMENTOS FINITOS4.7.1. PRESENTACION Y ANALISIS DE RESULTADOS
4.5.3. METODO DE DISTRIBUCION DE CARGAS A LA
ESTRUCTURA ALAR
4.6.1. GEOMETRIA4.6.2. MAGNITUD DE CARGAS4.6.3. UBICACIÓN DE CARGAS4.6.4. DEFORMACION TOTAL
4.5.2. DESPLAZAMIENTO Y DEFORMACIONES DEL BANCO DE
PRUEBAS SEGÚN PUNTOS DE CARGA
INGENIERÍA AERONAUTICA
9.3. PRUEBAS ESTRUCTURALES DEL ALA.
10. BIBLIOGRAFIA
5. CONSTRUCCION
4.6. ANALISIS ESTRUCTURAL DEL BANCO DE PRUEBAS EN
ANSYS
4.5.1. ANALISIS DE PLACAS Y TORNILLOS
12. ANEXOS
5.1. PROCESO DE CONSTRUCCION DEL ALA.
7. PRESENTACION Y ANALISIS RESULTADOS
8. CONCLUSIONES
9. RECOMENDACIONES
9.1. CARACTERIZACION DE MATERIALES.
9.2. PROCESO DE CONSTRUCCION USANDO MATERIALES
COMPUESTOS
5.1.7. ENSAMBLE TODA EL ALA.
5.2. CONSTRUCCION DE LA UNION Y EL APOYO DEL ALA AL
BANCO
5.3. INSTALACIÓN DE LOS ACTUADORES.
5.4. INSTALACIÓN DISPOSITIVOS DE TISTRIBUCION DE CARGA.
6. PRUEBAS EXPERIMENTALES.
5.1.2. PIEL
5.1.3. COSTILLAS
5.1.4. VIGA PRINCIPAL
5.1.5. VIGA AUXILIAR.
5.1.6. ENSAMBLE DE LAS COSTILLAS CON LAS VIGAS
11. GLOSARIO
5.1.1. BORDE DE ATAQUE
1
CONSTRUCCIÓN Y ENSAYOS ESTRUCTURALES DEL ALA Y SU UNIÓN AL FUSELAJE DEL UAV NAVIGATOR X-2 UTILIZANDO EL BANCO DE PRUEBAS
X1 DE LA UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA PARA OBTENCIÓN DE DATOS ESTATICOS Y DINAMICOS.
JHON JAIRO GUTIERREZ MORENO CARLOS ANDRES GARCIA VALERO JUAN DAVID RODRIGUEZ HURTADO JUAN SEBASTIAN AYALA GALLEGO
UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENIERÍA INGENIERÍA AERONAUTICA
BOGOTÁ 2011
2
CONSTRUCCIÓN Y ENSAYOS ESTRUCTURALES DEL ALA Y SU UNIÓN AL FUSELAJE DEL UAV NAVIGATOR X-2 UTILIZANDO EL BANCO DE PRUEBAS
X1 DE LA UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA PARA OBTENCIÓN DE DATOS ESTATICOS Y DINAMICOS.
JHON JAIRO GUTIERREZ MORENO CARLOS ANDRES GARCIA VALERO JUAN DAVID RODRIGUEZ HURTADO JUAN SEBASTIAN AYALA GALLEGO
Trabajo de grado para optar al título de Ingeniero Aeronáutico.
ING. Alejandro García Asesor Temático
ING. Luis George Saad Director
UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA
FACULTAD DE INGENIERÍA INGENIERÍA AERONAUTICA
BOGOTÁ 2011
3
Nota de Aceptación
…………………………………..
…………………………………..
…………………………………..
…………………………………..
…………………………………. PRESIDENTE DEL JURADO
………………………………… JURADO
………………………………… JURADO
………………………………… JURADO
Bogotá D.C. 28 de Noviembre, 2011
4
DEDICATORIAS
Principalmente dedico este trabajo a mis padres y hermano ya que me ofrecieron
su apoyo, amor y la fortaleza para desarrollar y sacar adelante este proyecto.
Porque gracias a ellos crecí como persona. A mi padre por brindarme los recursos
necesarios para culminar la tesis, por estar a mi lado apoyándome y
aconsejándome para ser mejor persona cada día. A mi madre por darme su amor,
estar siempre en los momentos más difíciles, por transmitirme su cariño y
sabiduría, porque gracias a ella siempre seguí adelante y cada día me levantaba
con la energía suficiente para desarrollar este proyecto. A mi hermano por estar
siempre presente, cuidándome y brindándome su aliento. Finalmente dedico este
trabajo a Dios por darme la paciencia y por hacer que nos entendiéramos a la
perfección con mis compañeros para hacer así un gran equipo de trabajo y
desarrollar este gran proyecto.
JHON JAIRO GUTIERREZ MORENO
5
Nunca se es lo suficiente sabio para no arriesgarse a aprender y a vivir cosas
nuevas, y es por eso es que nos aventuramos por nuevas experiencias, y es por
eso que ahora nos encontramos en este punto porque nos atrevimos a tomar
riesgos, a perder, a ganar, a pelear y muchas situaciones más que nos han
alimentado para seguir tras nuestros ideales, pero nada de esto hubiera sido
posible sin esas personas que están estado incondicionalmente tras de nosotros,
es por eso que quisiera dedicar principalmente este trabajo a mis padres que
siempre han sido el apoyo y la motivación por la cual se han alcanzado todos mis
logros, porque gracias a su apoyo, cariño, preocupación y comprensión he podido
sobrepasar todos aquellos retos que se han presentado a lo largo de todos estos
años. Gracias por la humildad, por la formación, por el apoyo, por las risas, por los
regaños; gracias por todo. También agradezco a mi hermano por el apoyo, por
que afortunadamente siempre ha estado presente para poder ponerme los pies
sobre la tierra, y ayudarme a tener una perspectiva más madura sin bajarme de la
nube del todo.
A todos aquellos que brindaron esas palabras de apoyo para seguir adelante
cuando más se necesitaban, aquellos que me motivaron a seguir adelante sin
desfallecer, todos esas personas que llenaron de buenos momentos esos días que
parecían no terminar, y que fueron ese alivio de la vida cotidiana.
Y finalmente a mis compañeros, porque ha sido un proceso largo que no ha
dejado de tener altibajos pero que con compromiso y dedicación hemos podido
sacar adelante, porque antes que compañeros de trabajo hemos sido amigos, y
hemos podido disfrutar cada momento de frustración, y sacar adelante lo que
tantas personas pudieron haber truncado, y que en el futuro será una buena
anécdota de la cual nos acordaremos toda la vida. Gracias por la comprensión y
las noches en vela.
CARLOS ANDRES GARCIA VALERO
6
Después de un largo trabajo, esfuerzo y dedicación este día, en el final de una
larga etapa, quiero dedicar este trabajo a las personas que se han convertido en lo
más importante en mi vida durante estos años.
Doy gracias a dios por no solo darme las herramientas para poder salir de
cualquier dificultad que se me ha presentado en estos años, sino por rodearme de
personas como mi mama, que sin lugar a dudas ha sido el mejor apoyo en mi vida,
gracias mama por darme amor a cada instante y por estar a mi lado en todos los
momentos, eres el mejor regalo que me ha dado la vida, quiero darle las gracias a
mi papa porque sin su ayuda nada de esto hubiera sido posible, gracias papa por
el esfuerzo, por los consejos, por tu confianza hacia mí, por demostrarme y
enseñarme tu fortaleza y tu amor, tu sabes que eres una de las razones por las
que siempre he querido salir adelante, le agradezco a mi hermana por
aconsejarme, por apoyar muchas de las ideas que he tenido y por brindarme su
ayuda cuando la he necesitado, le doy un millón de gracias a mi novia Lina
Fernández, estos años que estado a tu lado has sido mi fortaleza, mi inspiración, y
la persona que a estado a mi lado en las buenas y en las malas, tu sabes todo lo
que significas en mi vida y estoy muy feliz de compartir este logro contigo.
Quiero darle unas gracias especiales a mis compañeros de trabajo de grado, sin
su esfuerzo y dedicación terminar esta etapa no hubiera sido posible.
JUAN DAVID RODRIGUEZ HURTADO
7
Este trabajo está dedicado primero que todo a Dios por iluminar mi camino y
permitirme cumplir este sueño.
A mi mamá por su constancia, apoyo, incondicionalidad y por todo el amor que me
ha transmitido toda mi vida. Por caminar a mi lado a lo largo de este proceso de
formación, por sus concejos, por querer siempre lo mejor para mí, por sus
palabras de aliento y en general por el esfuerzo que ha representado para ella
llevarme a cumplir esta primera meta de mi vida.
A mi papá, porque antes que nada ha sido mi amigo y mi mayor consejero. Por su
paciencia, apoyo e incondicionalidad, por ser mi mayor apoyo en la vida. Gracias
papá por enseñarme que las mejores cosas de la vida requieren de un gran
esfuerzo. Gracias por apoyar todas mis ideas e impulsar mis sueños en los
momentos más difíciles.
Quiero que este sea mi regalo y más sentido reconocimiento a mis padres por sus
25 años de casados, por sobrellevar los problemas y salir siempre adelante para
impulsarnos a cumplir las metas. Este logro antes que mío es de ustedes por su
incondicional apoyo y sacrificio para hacer que fuera posible.
A mi hermano por su amistad, compresión y sinceridad, por su apoyo y por sus
palabras alentadores en los momentos más oportunos.
A mi novia Mayerly Tarquino por su paciencia y comprensión por el tiempo para
ella que debí sacrificar para cumplir este logro. Por su amor y por ser una persona
tan incondicional.
A mis compañeros de tesis, por el gran esfuerzo que hicieron para sacar adelante
este proyecto y por estos años de carrera en los que además de ser grandes
compañeros fueron buenos amigos.
JUAN SEBASTIAN AYALA GALLEGO
8
AGRADECIMIENTOS
Los autores de este proyecto de grado queremos agradecer a:
Ing. Pedro Jiménez
Ing. Alejando Garcia
Ing. Jaime Escobar
Ing. Ricardo Ríos
Ing. Hugo Macias
Albert Jair Avila Vega
Manuel Caro
Jairo Alexander Niño
Luis Roa Molina
Carlos Cabrales
Oscar Páez
Nelson Enrique Zuica
Y a todos los que con su colaboración hicieron posible finalizar este proyecto.
9
CONTENIDO
Pág.
1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA ............................................................. 34
Tabla 24. RESULTADOS MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS FIBRA DE
CARBONO Y VIDRIO-RESINA POLIESTER ..................................................... 158
Tabla 25. RESUMEN CARACTERIZACIÓN DE MATERIALES. ........................ 160
Tabla 26. FACTORES CLIMATICOS (LAMINADOS PARA PROBETAS M.U.E) 163
Tabla 27. TABLA CÁLCULO MATERIALES COMPUESTOS ............................. 189
Tabla 28. FACTORES CLIMÁTICOS QUE AFECTAN LAS PROPIEDADES DE
LOS LAMINADOS PARA LA CONSTRUCCION DEL ALA ................................. 190
Tabla 29.INTERVALOS DE LAS DIVISIONES DE AREA. .................................. 248
Tabla 30. VALOR CARGAS PUNTUALIZADAS. ................................................. 251
31
LISTA DE ANEXOS
Anexo A. CIVIL AVIATION SAFETY AUTHORITY AUSTRALIA. Design
Standards:Unmanned Aerial Vehicles- Aeroplanes Australia. Version 2.2, 2000.
(Archivo adjunto)
Aneño B. ASTM Destination: D 3039/D 3039M – 95a Standard test methods for
tensile properties of polymer matrix composite materials. (Archivo Adjunto)
Anexo C. Medios de Unión y Tornillos. E.T.S.I. Monte. Universidad
Politécnica de Madrid
Anexo D. Puntualizacion de cargas. (Archivo adjunto).
Anexo E. Propiedades de los materiales usados en la caracterizacion
Anexo F. Reporte de ansys del análisis estructural del ala.
32
INTRODUCCIÓN
Para un avión con las características de un UAV, con unas actitudes de vuelo
específicas, y partiendo del análisis del ala, es necesario estudiar una estructura
que esté en condiciones de resistir condiciones estructurales muy exigentes, en
cuanto a aeroelasticidad y deformaciones entre otros, lo que depende
principalmente de la configuración estructural del ala y de los materiales con que
se construye. Adicional a lo anterior, es necesario saber también que algunas
fuerzas aerodinámicas que actúan sobre el ala, pueden verse afectadas por su
misma estructura y los cambios a los que pueda estar sometida en operación.
Partiendo de un diseño previamente desarrollado, y con unos datos de telemetría
obtenidos de forma práctica, se procederá a analizar y construir la estructura alar
y su unión al fuselaje del Navigator x2 a escala real para ver su comportamiento
estructural utilizando el banco de pruebas y cargas calculadas según los datos
iniciales de vuelo. La estructura a estudiar, estará construida una gran parte en
materiales compuestos, lo que implica un estudio avanzado de sus propiedades y
las técnicas de utilización de los mismos. Teniendo en cuenta que este tipo de
materiales tienen menos tiempo de trayectoria en la industria que otros materiales
usados en construcción de aeronaves y en este momento se están empezando a
implementar estructuralmente en ellas, se debe hacer un estudio intensivo del
comportamiento de estos materiales durante la operación. Para ello se utilizará un
banco de pruebas para estructuras alares “TRABAJO DE GRADO DISEÑO Y
CONSTRUCCIÓN DE UN BANCO DE PRUEBAS PARA EL ANÁLISIS
ESTRUCTURAL Y DE AEROELASTICIDAD BÁSICA EN UNA ESTRUCTURA
ALAR DE AERONAVES NO TRIPULADAS DE ALCANCE MEDIO ” para simular
estas condiciones de operación.
33
Como se dijo anteriormente se utilizará el banco de pruebas de la Universidad de
San Buenaventura1, al cual es necesario hacerle unas modificaciones de
adecuación, para que los datos que se obtengan sean más similares a los de una
situación real. Se acondicionará el banco de pruebas, para empotrar el ala del
Navigator x2. Así mismo se ubicarán de mejor forma los actuadores para tener
una distribución de lift y drag más cercana, también se hace necesario la
adaptación de acelerómetros, para que sea más eficiente la medición de la
deformación de la estructura alar y arroje datos que den una buena confiabilidad.
1 Trabajo de grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN BANCO DE PRUEBAS PARA EL ANÁLISIS ESTRUCTURAL Y
DE AEROELASTICIDAD BASICA EN UNA ESTRUCTURA ALAR DE AERONAVES NO TRIPULADAS DE ALCANCE MEDIO” de SAHILY TÁMARA URZOLA y CAMILO BOLAÑO ROMERO de la UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA, año 2010. 2 Trabajo de grado “REINGENIERÍA Y ANÁLISIS ESTRUCTURAL CON APLICACIÓN DE MATERIALES COMPUESTOS
PARA EL AVIÓN ACROLITE” de ARMANDO LEGA RUIZ y JOSE MANUEL CASTIBLANCO QUINTERO de la
34
1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA
1.1 ANTECEDENTES
El campo de las estructuras de aeronaves en la Universidad de San
Buenaventura, está muy enfocado a realizar investigaciones que sirvan como base
teórica para otras investigaciones. Por esta razón, se ve que muchos trabajos de
grado están encaminados a continuar investigaciones ya presentadas. En cuanto
a estructuras alares, se han hecho investigaciones teóricas en cuyo desarrollo
también se construye.
Un estudio que se realizó en la Universidad, es el caso del avión Acrolite 2, en el
cual se hizo una investigación para aplicar nuevos conceptos de ingeniería en
cuanto a materiales a un avión, con el fin de mejorarlo y esperando mejor
rendimiento en la función para la que está diseñado. Principalmente, esa
investigación buscó mediante un estudio avanzado, reemplazar algunas partes de
aluminio de la estructura alar de la aeronave por materiales compuestos.
Se utilizó en el Acrolite, costillas con estructura interna, es decir, unas costillas con
unos largueros en diagonal y vertical, que hacen unas costillas muy livianas pero
estructuralmente resistentes. Como el común de las estructuras alares, estas
tienen vigas principales y secundarias, que tienen como misión soportar esfuerzos
de tensión y torsión.
Se habla entonces, de una de carga alar, la cual es igual al peso bruto del avión
dividido por su superficie alar, carga que dependen de la configuración del avión,
tipo de ala y perfil aerodinámico del ala. En el caso del Acrolite, los cambios se
vieron reflejados en el peso, ya que se hicieron cambios estructurales en las alas
en cuanto a materiales, en el caso de esta aeronave, se buscaba aumentar su
2 Trabajo de grado “REINGENIERÍA Y ANÁLISIS ESTRUCTURAL CON APLICACIÓN DE MATERIALES COMPUESTOS
PARA EL AVIÓN ACROLITE” de ARMANDO LEGA RUIZ y JOSE MANUEL CASTIBLANCO QUINTERO de la UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA.
35
maniobrabilidad lo cual se logró mediante el aumento de la carga alar al disminuir
su peso bruto.
La estructura de las alas del Acrolite, por ser de un avión diseñado para maniobras
siempre está sometida a factores de carga muy altos, lo que supone grandes
esfuerzos estructurales. El cálculo de las cargas a las que se somete la estructura
alar del Acrolite se basa en la teoría dada por el libro AEROPLANE
CONSTRUCTION AND STRENGHT ANALISYS de Y.M Paramonov.
Otro trabajo, además precursor inmediato de esta investigación es el caso del
diseño y la construcción del banco de pruebas 3 que se construyó en la
universidad para hacer pruebas de estructuras alares. Aunque el fin principal de
esta investigación no es construir un ala sino construir el banco de pruebas, se
hace necesario la construcción del ala a la que se harán pruebas en el banco,
dicha ala será la de una aeronave no tripulada de alcance medio UAV.
Durante la construcción del ala que se probó, se debieron analizar las cargas a las
que su estructura se vería sometida en un vuelo del avión para el que fue
construida. Lo primero que se hizo fue calcular el factor de carga para la maniobra
más crítica que pudiera realizar la aeronave asumiendo algunos factores de
diseño como velocidad de crucero y radio de curvatura en la maniobra, lo que
representa el máximo esfuerzo estructural. Con lo anterior se pudo hacer el
diagrama V-n, el cual da una idea más clara de lo que enfrentará la estructura alar
a construir. Posteriormente, se procede a calcular la distribución de sustentación
para esa ala teniendo en cuenta el factor de carga calculado, con el perfil
aerodinámico antes escogido y con la envergadura que se utilizara. Y por último
3 Trabajo de grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN BANCO DE PRUEBAS PARA EL ANÁLISIS ESTRUCTURAL Y
DE AEROELASTICIDAD BASICA EN UNA ESTRUCTURA ALAR DE AERONAVES NO TRIPULADAS DE ALCANCE MEDIO” de SAHILY TÁMARA URZOLA y CAMILO BOLAÑO ROMERO de la UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA, año 2010.
36
se hacen también los respectivos cálculos de la resistencia al avance, también
para diferentes condiciones de vuelo a las que se someterá la aeronave.
Se calculó también el momento torsor utilizando el software AVL, con el fin de dar
inicio al diseño de la estructura del ala, para lo cual fue necesario saber la
ubicación del centro de carga, el centro de presiones, el centro de masa, etc. Se
tiene en cuenta hasta el último detalle con el fin de que el diseño y lo que se
construya sea lo más preciso posible.
En la Universidad de Stanford, se hizo una publicación sobre el comportamiento
de materiales compuestos en estructuras aéreas, su durabilidad y la predicción de
posibles fallas4. Este trabajo está dirigido principalmente para estructuras de
fuselajes de aeronaves, construidas en materiales compuestos y su principal
función, es evaluar la integridad, la durabilidad, la resistencia y la aplicabilidad de
estos materiales en este tipo de estructuras.
Mediante la utilización de un software especializado, se hacen análisis minuciosos
de las estructuras de los fuselajes especialmente, para predecir posibles fallas,
bien sea por fatiga de las mismas estructuras o por daños causados por impactos.
Para ello se hace primero un estudio del tipo de estructura que tiene el avión, las
cargas a las que está sometido dependiendo sus actitudes de vuelo, la humedad a
la que se somete también y demás factores que puedan afectar la durabilidad e
integridad de las estructuras de los fuselajes construidas con materiales
compuestos.
En cuanto a la elección del material, es necesario conocer algunos trabajos que se
hayan hecho en Colombia y en el mundo de caracterización y pruebas de
materiales compuestos, los cuales se referencian a continuación.
4 Publication “AN INTEGRATED HEALTH MANAGEMENT AND PRONOSTIC TECHNOLOGY FOR COMPOSITE
AIRFRAME STRUCTURAS” de INGOLF MUELLER, CECILIA LARROSA, SURAJIT ROY, AMRITA MITTAL, KULDEEP LONKAR y FU-KUO CHANG.
37
En la industria aeronáutica la fabricación de partes estructurales hechas con
materiales compuestos han aumentando considerablemente ya que en las
aeronaves se busca mejorar el rendimiento con la disminución del peso y el
aumento de la resistencia estructural.
En la universidad de San Buenaventura ya se han realizado investigaciones
enfocadas en materiales compuestos, específicamente en materiales
compuestos de matriz polimérica lo que nos facilita el trabajo permitiéndonos
tener un entendimiento minucioso de los factores que afectan las propiedades
mecánicas del material, por medio del desarrollo de un modelo matemático que es
indispensable para el cálculo y diseño del material compuesto.
Este modelo matemático5 permitirá estudiar diferentes tipos de configuraciones
de material, disminuyendo tiempo y costos que nos llevaran a la realización de la
investigación para encontrar la configuración adecuada de diseño del mismo.
El estudio de caracterización del material que se hizo en la universidad tuvo como
método de fabricación el moldeo de contacto, laminado abierto, y wet lay-up que
tiene como características el posicionamiento de fibras, moldeo por transferencia
de resinas (RTM) , infusión de vacío, moldeo por compresión, tejido de filamento y
pultrusion. Para poder llevar a cabo dicho proceso se debió seguir una serie de
estándares que permitieron un proceso adecuado de fabricación. Las normas
ASTM que se tuvieron en cuenta son: ASTM – D 3039M (Método estándar de
prueba del comportamiento a tensión de materiales compuestos de matriz
polimérica). ASTM – D 3410/D 3410M (Método de prueba del comportamiento a
compresión de materiales compuestos de matriz polimérica).
5 Trabajo de Grado “DESARROLLO Y VALIDACIÓN DE UN MODELO MATEMÁTICO PARA EL CÁLCULO DE
PROPIEDADES MECÁNICAS DE MATERIALES COMPUESTOS” de VICTOR GILLERMO BARRERA BUITRAGO, CHRISTIAN RENE CARVAJAL PUCHE, JUAN SEBASTIAN MARQUEZ OSPINA Y CAMILO QUIROGA CHAVES.
38
Los parámetros que se utilizaron en la caracterización del material fueron:
módulo de Young, modulo cortante, relación de Poisson, densidad del material
compuesto, módulo de elasticidad longitudinal, módulo de elasticidad transversal,
módulo de elasticidad cortante longitudinal, módulo de elasticidad cortante
transversal.
En la Universidad de San Buenaventura también se realizó la fabricación y
caracterización de un material compuesto de matriz polimérica con refuerzo
metálico (malla de aluminio) con el fin de aumentar la rigidez del material
reduciendo gastos de mantenimiento y teniendo en cuenta que no se perdieran
los factores de seguridad del material.
Los estudios de este material fueron basados en software y pruebas en máquinas
universales de ensayo, también fue diseñado un programa en Matlab para
calcular la matriz esfuerzo-deformación para materiales isotrópicos,
posteriormente se realizó un diseño del modelo en CAD, una simulación en Algor,
después se procedió a la fabricación y finalmente se hizo una caracterización
experimental del material6. Luego de esto se hizo una caracterización teórica
donde se determinaron los valores de módulo de elasticidad y relación de Poisson
donde se utilizó la ecuación de módulo de elasticidad y la ecuación de relación de
Poisson, con las anteriores ecuaciones se realizaron las propiedades físicas del
refuerzo y la malla en las cuales dieron unos resultados de refuerzo y resina para
el módulo de elasticidad, refuerzo de Poisson y volumen.
En el año 2008 se realizó un estudio en la Universidad Complutense de Madrid
sobre procesado y caracterización de materiales compuestos de matriz polimérica
reforzados con nano fibras de carbono donde primero que todo se debió
6Trabajo de grado FABRICACIÓN Y CARACTERIZACIÓN DE UN MATERIAL COMPUETO DE MATRIZ POLIMÉRICA
CON REFUERZO METALICO ( MALLA DE ALUMINIO) de ZORAYA CASTELLANOS LÓPEZ, SANDRA JIMENA GONZÁLEZ VARGAS y GINA ANDREA VARÓN GARCÍA.
39
preparar el material utilizando las fibras y las resinas fabricadas, las cuales fueron
preparadas por colada en molde abierto.
Las probetas fabricadas fueron caracterizadas tanto desde el punto de vista
mecánico y eléctrico7. Posterior a esto se hizo una mezcla de nano fibras de
carbono y resinas mediante un proceso de agitación mecánica simple, luego se
realizó una molturación con equipo Torusmill la cual con llevo a la caracterización
mecánica en la que fue posible realizar un ensayo de flexión a tres puntos y
adhesión, este ensayo se llevó a cabo siguiendo la norma ISO 178, después se
realizó un ensayo de tracción indirecta donde fue posible llevar a cabo un análisis
de las tensiones a las que estaban sometidas las piezas del material compuesto,
luego de realizar este ensayo se procedió a elaborar un ensayo de impacto,
después se hizo una medida de resistividad eléctrica, terminada esta serie de
ensayos fue posible llegar a una caracterización micro estructural en las cuales
se caracterizaron superficies del material compuesto resina-nano fibras de
carbono y superficies de fractura del material compuesto luego de haber realizado
el ensayo de tracción indirecta.
En cuanto a los procesos de construcción de estructuras de aeronaves utilizando
materiales compuestos, se puede decir que es algo muy reciente y que sus
antecedentes datan de pocos años atrás.
A través de la historia aeroespacial se han tenido que realizar diferentes
investigaciones para poder satisfacer alguna necesidad, como puede ser el peso
y la resistencia de las aeronaves; para esto se ha investigado en materiales que
puedan aportar cada vez más a la integridad de la aeronave, pero al descubrir
materiales de mejores propiedades también se debe avanzar en el proceso de
fabricación y construcción; por eso podemos encontrar algunos artículos
7 Trabajo de postgrado “ PROCESADO Y CARACTERIZACIÓN DE MATERIALES COMPUESTOS DE MATRIZ
POLIMÉRICA REFORZADOS CON NANOFIBRAS DE CARBONO PARA APLICACIONES TECNOLÓGICAS” de GERMÁN MORALES ANTIGÜEDAD.
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científicos que nos dan un vistazo de los procesos que se han hecho comunes al
pasar los años.
Uno de estas investigaciones es la tesis8 “Design and Construction of a Composite
Airframe for UAV Research” de la Naval Posgraduate School en Monterey
California en la cual, se hizo un estudio para probar la fiabilidad de una
configuración de un ducto de fan inclinado para un vehículo de despegue y
aterrizaje vertical; este airframe también se realizó para llevar a cabo estudios de
configuración de cola, para lo que se realizaron tres diferentes configuraciones de
cola, una cola larga para probar la configuración normal, una cola corta para la
reducción de la estabilidad y sin cola para probar el ducto de fan variable y sus
vectores de dirección.
En el proceso de construcción del airframe, se utilizó un bloque de espuma de
uretano para formarlo mediante un proceso de cortado con alambre caliente, con
el que se realizan las formas del borde de ataque y el borde de fuga y la cuerda de
la punta y de la raíz. Una vez hecho esto se unen para proceder a insertar las
vigas, las cuales se introducen en secciones recortadas del molde. Luego de que
todas las vigas estén en su lugar, se procede a dar la forma final a mano y a lijar
para suavizar las superficies. Después para el proceso de recubrimiento se usan
fibras de vidrio bidireccionales, que se ubican encima de una resina epóxica, que
recubre todo el núcleo de espuma; luego de la primer capa se acomodan las
superficies de control de balsa, se ubican y luego se recubre todo con una
segunda capa de fibra de vidrio. Cuando todo se encuentre en su lugar se
introduce la viga principal para dar la integridad final al ala.
Se procedió a hacer un frame, el cual será recubierto con plywood, esto le ayudó
a dar la forma. Posteriormente se adecuó el espacio en donde irán ubicados los
8 Trabajo de grado “DESIGN AND CONSTRUCTION OF A COMPOSITE AIRFRAME FOR UAV RESEARCH” de JEFFREY
L. ELLOWOOD.
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instrumentos de aviónica. Para el caso de las alas, se utilizó la misma plantilla
utilizada para la raíz de las alas; para unir todo se usó cianoclirato y en las uniones
se usó una tela de fibra de vidrio y resina. Siguiente a esto, se ancló el tail boom
con epóxico y pines de sujeción de una sección transversal y se unió la viga
principal que va a soportar los esfuerzos principales. La nariz se realizó a mano,
con la misma técnica de núcleo de espuma usado en las alas. Al momento de
poner la tela de fibra de vidrio, se debió tener especial cuidado porque cada fibra
tiene ciertos requerimientos para la forma, una vez curado se lijó todo para dar un
buen acabado.
El tail Boom está hecho de láminas de aluminio de diferentes calibres para cumplir
los requerimientos de esfuerzos:
En cuanto al tren de aterrizaje, Los ejes están hechos de aluminio y acero, con
llantas y amortiguadores comerciales los cuales deben ser ensamblados
correctamente para dar un buen amortiguamiento.
El motor se realizó con madera de balsa con forma circular como molde, para
luego cubrirlo de fibra de vidrio y resina; la parte de los vanes controladores se
hizo en aluminio, para poder soportar los servos.
Por otro lado vemos que en el campo de los métodos de prueba de estructuras
alares en bancos de prueba;9 la empresa Boeing le ha hecho un estudio muy serio
al modelo de avión KC-135.
El estudio que se realizó tiene como enfoque, simular las cargas que se presentan
en vuelo, utilizando un método electro-hidráulico; los resultados dados servirán
para hacer un estudio de fatiga en la estructura alar.
9 Paper “CLARENCE E. KUTZ, JR., IS RESEARCH ENGINEER, THE BOEING COMPANY, TRANSPORT DIVISION,
TECHNOLOGY LABORATORY, RENTON, WASH.” sesa spring meeting held in Seattle,
42
Para la prueba, se tomó como muestra toda el ala con la unión al fuselaje. Para
dar una configuración más completa de la estructura alar.
Debido a la complejidad de la carga requerida y la velocidad a la que esta debe
ser requerida, se creó un programa que brindará los múltiples puntos de carga
necesarios para la simulación. Para simular estas cargas en la estructura alar fue
necesario, programadores de carga, que se encargaban de programar la carga de
toda la estructura, un controlador, que debía encargarse de controlar la carga en
un punto específico, un transductor de carga, que proporciona información de la
carga que se estaba aplicando a la estructura alar, una grabadora, que se
encargaba de grabar cada operación ocurrida en el banco de prueba, una servo
válvula, que proporcionaba el fluido necesario para que el actuador aplicara la
carga.
Para esta prueba se seleccionó un sistema electro-hidráulico debido a que,
arrojaba excelentes resultados gracias a que su sistema tenía estabilidad y gran
velocidad de respuesta. Las ventajas de la aplicación de cargas dinámicas con un
actuador simple efecto se aplican a todo el sistema, porque estaba provocando la
fatiga de una manera muy parecida a la real.
Esta manera de realizar las pruebas a las estructuras alares es muy buena pero,
se realizó en el año de 1963, entonces desde esa época hasta los tiempos de hoy
se ha ido evolucionando en los bancos de prueba, en los instrumentos de
medición de deformación y en los instrumentos de aplicación de cargas; que nos
dan tanto mejores resultados como una manera más fácil de realizar las pruebas a
estructuras alares.
También en la universidad de San Buenaventura se ha trabajado en bancos de
prueba para estructuras alares. La investigación que se realizo estaba enfocada
43
en el 10diseño detallado de un banco para el análisis de vibraciones en estructuras
alares.
Se hizo un estudio de bancos de pruebas con análisis de vibraciones, de todo el
mundo, para tener una base para proponer, analizar y diseñar el banco de
pruebas.
Características como, seguridad, simulación ala-fuselaje, facilidad de fabricación,
facilidad de operación, costo de fabricación, costo de operación y mantenimiento,
dimensiones, aspecto atractivo y rigidez estructural, sirvieron para diseñar un
banco de pruebas para el análisis de vibraciones, de fácil fabricación.
Se compararon tres alternativas diferentes de realizar el banco de pruebas y se
escogió la que cumpliera satisfactoriamente las características de selección
mencionadas anteriormente.
Se analizó la influencia que tiene las cargas de la estructura alar en la estructura
base; para determinar la vida útil, y el espesor de los materiales utilizados y para
la estructura del banco de pruebas de estructuras alares.
Para la construcción del banco de pruebas de estructuras alares se hizo, cálculo
de soldadura y selección de pernos sujetadores; con el fin de garantizar que la
estructura del banco de pruebas va a estar completamente empotrada al piso y
que este no va a influir en los resultados de las pruebas.
El banco tiene características como, resistencia a movimientos sísmicos,
resistencia a diferentes tipos de climas, resistencia a altas temperaturas y tiene la
capacidad de soportar grandes cargas.
10
Trabajo de grado “DISEÑO DETALLADO DE UN BANCO PARA EL ANALISIS DE VIBRACIONES EN UNA
ESTRUCTURA ALAR” de CAROL ROCIO ARIAS HERNANDEZ, LEIDY VIVIANA COLORADO CARRILLO Y LAURA FERNANDA MATEUS RODRIGUEZ.
44
Se propuso un dispositivo de sujeción ideal, para estructuras alares con piel; el
cual va a brinda a la estructura alar la seguridad de que no se va a deformar
debido su adaptación al banco de pruebas.
Se presentó un dispositivo de medición de vibración tales como, vibscanner que
se complementa con un software llamado omnitrend.
Esta manera de realizar las pruebas a estructuras alares es muy buena, ya que
tienen en cuenta que el banco de pruebas de estructuras alares no se vaya a
deformar debido a las cargas aplicadas, y tenga una vida útil teóricamente infinita;
además arrojar resultados confiables de cómo se comporta la estructura alar
cuando está sometida a vibraciones.
1.2 DESCRIPCIÓN Y JUSTIFICACIÓN DEL PROBLEMA
¿Cuál será el comportamiento de la estructura alar sometida a cargas
debidas a la distribución de sustentación, resistencia al avance y momento
generado en el NAVIGATOR x2?
A largo de la historia hemos visto el esfuerzo de crear aeronaves más seguras y a
su vez más eficientes. Lo que lleva principalmente a diseñar estructuras muy
confiables con materiales muy livianos. Para este fin se están implementando
nuevas tecnologías que implican hacer estudios muy especializados en el
comportamiento de ellas en las diferentes dependencias de una aeronave, para
mantener un alto grado de confiabilidad.
Una de las principales soluciones al tema del peso en estructuras de aeronaves,
se ha visto en la implementación de materiales compuestos, los cuales tienen
características que favorecen algunos aspectos, pero que a su vez por tener un
comportamiento totalmente diferente a otros materiales, dan cabida a nuevos
estudios para un mejor comprensión de ellos.
45
Como las experiencias de implementación de estos materiales en estructuras de
aeronaves son tan pocas, se busca hacer pruebas destructivas de estas, para
analizar comportamientos de los materiales y poder tener soportes basados en la
práctica, con el fin de poder implementar de lleno este tipo de materiales en
aeronaves, con un margen de seguridad aceptable y con el fin de mejorar las
técnicas.
La práctica dice que se pueden hacer algunas pruebas, para nuestro caso
estructuras alares, mediante la utilización de métodos a nuestro alcance
tecnológico, los que a su vez sirven de retroalimentación para ir avanzando en el
reconocimiento de problemas, adquisición de datos y predicción de posibles fallas.
A los métodos actuales, se busca implementarles mejoras según estudios, para
hacer que los resultados que se obtengan mediante su utilización sean cada vez
más cercanos a lo real y puedan hacer análisis que permitan llegar a resultados
óptimos.
1.3 JUSTIFICACIÓN
La realización de esta investigación, está enfocada principalmente, a la
construcción y análisis de la estructura del ala del Navigator x2, con el fin de
proporcionar información científica basada en la práctica, sobre el comportamiento
de esta.
Dejando en claro que esta investigaciones complemento de otra, y está dirigido a
servir como soporte en la optimización de este vehículo aéreo, dándole
confiabilidad y soporte a la estructura que se aplique en su construcción y a los
materiales que se utilicen. Colaborando de forma directa a la realización de una
investigación de gran importancia para la comunidad y en específico el prestigio
de la Universidad.
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Para poder hacer el análisis en el banco de pruebas, se debe construir el ala y su
unión al fuselaje del Navigator X-2, haciendo un previo estudio de las cargas que
debe soportar para utilizar la estructura alar más adecuada y con los materiales
más óptimos. Este estudio comprende un análisis detallado de las cargas estáticas
y dinámicas a las que estará sometida la aeronave, con el fin de que el análisis
practico que se hará mediante simulaciones en el banco de pruebas X1 de la
Universidad de San Buenaventura sea lo más cercano a una situación real de
vuelo de la aeronave.
Lo que se pretende en esta investigación es utilizar materiales compuestos, en la
construcción del ala del Navigator X2; ya que estos materiales son livianos, con
buenas propiedades mecánicas, son resistentes a la corrosión y a los agentes
químicos. Son materiales de fácil manejo, debido a que pueden tomar cualquier
forma. Estos materiales, también nos proporcionan las posibilidades de corregir
una pieza ya terminada, sin perder las características para las cuales ha sido
elaborado.
De un proceso de caracterización, se tendrá referencia de los materiales a utilizar,
que simulen de la mejor forma las propiedades estructurales a las que van a ser
sometidos en el banco de pruebas. Este análisis de materiales, lleva consigo un
estudio de técnicas de fabricación de estructuras aeroespaciales, para duplicar
adecuadamente la estructura del Navigator X2.
Para que en el banco de pruebas X1, la prueba de estructuras alares sea lo más
cercano a lo que sucede en vuelo, se debe analizar y probar la ubicación y
magnitud de los dispositivos de carga que se aplicaran a la estructura alar del
Navigator X2. Esto implica que las cargas que serán simuladas en el banco de
pruebas X1 de la Universidad de San Buenaventura son las cargas reales que
tendrá nuestra estructura en vuelo, y el comportamiento de la estructura alar se
podrá analizar midiendo sus deformaciones.
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1.4 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN.
1.4.1 OBJETIVO GENERAL.
Construir y hacer ensayos estructurales del ala y la unión al fuselaje del UAV
NAVIGATOR x2 utilizando el banco de pruebas X1 para obtener datos de su
comportamiento estático y dinámico.
1.4.2 OBJETIVOS ESPECÍFICOS.
Construir la estructura alar con su unión ala fuselaje del Navigator X2 a escala
para hacer pruebas estructurales estáticas y dinámicas.
Adecuar el banco de pruebas existente según las necesidades de la estructura
alar del Navigator X2 mejorando su funcionamiento.
Rediseñar la ubicación y magnitud de los dispositivos de carga que aplica el banco
de pruebas a la estructura a analizar.
Realizar una comparación de los datos teóricos obtenidos mediante la utilización
del banco con los obtenidos en caracterizaciones de los materiales a utilizar.
1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES
Construcción de la estructura alar y su unión al fuselaje del Navigator x2.
Se hará un estudio de las cargas que soportará la estructura alar y su unión al
fuselaje del Navigator X2 para conocer su magnitud y hacer una buena elección
de los actuadores a usar en el banco de pruebas X1 de la Universidad de San
Buenaventura con el fin de que estas cargas sean muy cercanas a las que soporta
la aeronave en su condición más extrema de vuelo, obteniendo así datos muy
confiables.
Para la caracterización de materiales, se harán probetas con un material usando
dos tipos de tejido y se seleccionará la resina en función de los costos. Además
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teniendo en cuenta los datos que se obtengan en la maquina universal de ensayos
de la Universidad de San Buenaventura, se hará un análisis de los mismos para
elegir el material más conveniente de acuerdo a nuestras necesidades.
Se realizará un proceso de caracterización de materiales, para hallar las
propiedades que poseen las secciones del ala.
1.6 PRESUPUESTO
Debido a que esta investigación no es patrocinada por la universidad ni ningún
ente dedicado a fomentar proyectos a nivel universitario, los integrantes del grupo
de este trabajo de grado asumen todos los gastos en los que se incurre para su
desarrollo. Estos gastos se ven reflejados en la siguiente tabla:
Tabla 1. PRESUPUESTO PARA LA REALIZACIÓN DE LA INVESTIGACIÓN.
PRESUPUESTO PROYECTO DE GRADO
No ITEM CANTIDAD VALOR
1 LIJA 1/2 PLIEGO $ 3.500
2 CIANOCLORATO 20 g $ 7.500
3 MEK PEROXIDO 1 ONZA $ 3.000
4 MONOMERO ESTIRENO $ 5.500
5 OCTOATO DE3 COBALTO $ 4.000
6 TRANSPORTE … $ 10.000
7 BROCHAS 2 $ 5.500
8 CINTA 1 ROLLO $ 1.700
9 FIBRA DE CARBONO 3 YARDAS $ 411.000
10 TABLA PARA LA MESA 1 $ 100.000
11 FIBRA DE VIDRIO (ERROR) 4 m2 $ 20.000
12 RESINA POLIESTER $ 7.000
13 FIBRA DE VIDRIO UTILIZADA 4 m2 $ 120.000
14 BALSO 11 TABLAS $ 55.000
15 CABLE DE DATOS PROGRAMA DEL BANCO 1 $ 35.000
16 TRANSPORTE … $ 3.000
17 VIDRIO PARA TRABAJAR 1 $ 27.000
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18 CINTA 1 ROLLO $ 2.700
19 CINTA 1 ROLLO $ 4.700
20 FIBRA DE CARBONO 3 YARDAS $ 476.000
21 CONTAC 1 ROLLO $ 11.000
22 PLASTICO PARA VACIO 3 METROS $ 10.000
23 CINTA 1 ROLLO $ 2.000
24 TRANSPORTE $ 10.000
25 FIBRA DE CARBONO 1-1/2 YARDA $ 226.200
26 IMPRESIÓN PLANOS JIGS $ 4.200
27 RESINA POLIESTER 1 KG $ 8.200
28 TRANSPORTE $ 10.000
29 LAMINA DE ACERO 1020 (4"*1/4"*1.40) $ 50.000
30 TORINILLOS, TUERCAS Y ARANDELAS BANCO 30 c/u $ 4.000
31 TORNILLOS, TUERCAS Y ARANDELAS ALA 8 c/u $ 3.500
32 TUBOS DE SUJECION DEL ALA 2 $ 15.000
34 TRANSPORTE $ 10.000
35 MONOKOTE 4 ROYOS $ 96.000
36 TRANSPORTE $ 10.000
37 MATERIALES DE PAPELERIA $ 16.000
38 MATERIALES DE PAPELERIA $ 7.000
39 CINTA DE ENMASCARAR 2 ROYOS $ 4.000
40 CONTAC 1 ROYO $ 11.000
41 PLOTER CUADRICULA $ 75.000
42 BROCAS 7 $ 28.000
43 TORNILLOS, TUERCAS Y ARANDELAS ALA $ 8.000
44 MANGUERA PARA EL BANCO 4 METROS $ 20.000
45 PINTURA 1/4 DE G $ 8.500
46 TRANSPORTE $ 10.000
47 IMPRESIONES $ 80.000
TOTAL $ 2.039.700
APORTE DE CADA INTEGRANTE $ 509.925
50
2 MARCO DE REFERENCIA
2.1 MARCO TEÓRICO CONCEPTUAL.
2.1.1 AERONAVE NO TRIPULADA
Una aeronave no tripulada es un vehículo aéreo, cuya característica principal es
que no necesita piloto para volar. Su vuelo es programado previamente y utiliza un
sistema de localización en la mayoría de los casos por GPS.
Una de las características principales, es que son de pequeños o medianos
tamaños, lo que permite transportarlas fácilmente. Se distinguen de los misiles, ya
que una característica fundamental de un UAV es que debe ser reutilizable, es
decir no cumple una única misión.
Aunque los UAV son principalmente de uso militar, en la actualidad se han visto
como herramientas importantes en la lucha contra incendios y en la vigilancia de
oleoductos, misión para la cual fue diseñado el NAVIGATOR X2.
Dependiendo de su misión, son clasificados en 6 grupos.
De blanco
De reconocimiento
De combate
De logística
De investigación y desarrollo.
Comerciales y civiles.
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2.1.2 ESTRUCTURA
La estructura de una aeronave, cumple la función principal de soportar las cargas
a las que está sujeta la misma en todas sus etapas de vuelo, manteniendo su
integridad y asegurando la seguridad de la carga paga y la misma seguridad del
avión. Asimismo cumple la función de albergar los componentes principales de la
aeronave (sistemas primarios y/o secundarios) y la misma carga paga,
asegurando que esta sea transportada de forma segura.
2.1.2.1 ESTRUCTURA ALAR
La estructura alar, es el componente estructural del avión, que está diseñado para
soportar las cargas a las que está sometida el ala en todas las etapas de vuelo y
en las actitudes de vuelo de la aeronave.
Las principales cargas que soporta la estructura alar, son debidas a la fuerza de
sustentación que genera el ala para permitir que el avión vuele, el peso mismo de
la estructura de la aeronave, el peso de la carga paga, el peso del combustible y
en general el peso de la aeronave. También soporta otras cargas, las cuales serán
profundizadas más adelante, entre ellas, carga debida a la resistencia al avance y
las cargas combinadas de las cargas antes mencionadas.
Se puede decir también que la unión del ala al fuselaje, hace parte de la estructura
alar, ya que garantiza que las fuerzas que absorba el ala, sean transmitidas de
cierta forma al fuselaje, garantizando una integridad de toda la estructura de la
aeronave.
2.1.3 AEROELASTICIDAD.
La aeroelasticidad, hace referencia a la relación entre las fuerzas aerodinámicas
de un cuerpo y las fuerzas elásticas del mismo.
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Las fuerzas aerodinámicas, en el caso más específico de las aeronaves, fuerzas
de sustentación y fuerzas de resistencia al avance, entre las más importantes,
generan una serie de esfuerzos en la estructura alar. Estos esfuerzos, generan
deformación en los componentes de la estructura y consecuentemente en la
estructura como conjunto.
Al mismo tiempo, las deformaciones que sufre la estructura por efecto de las
fuerzas aerodinámicas, varia el comportamiento aerodinámico del ala, generando
nuevas cargas.
Por lo anterior, en el diseño y análisis de cargas en el ala, se tiene en cuenta este
fenómeno de aeroelasticidad, buscando que las deformaciones en la estructura no
sean permanentes esta vuelva a su posición inicial cuando ya no está sometido a
las fuerzas aerodinámicas.
2.1.4 WING BOX
Es un tipo de estructura alar, en el cual, las dos vigas principales, están
conectadas con dos láminas delgadas una en la parte del extradós y otra en la
parte del intradós del perfil. Estas láminas cumplen la función de permitir tener una
estructura cerrada entre las dos vigas, logrando una mejor absorción de las cargas
por parte de la piel y la misma estructura alar.
El wing box permite disminuir el peso de la estructura, ya que al tener una
estructura cerrada, se pueden tener vigas de menos espesor y por lo tanto menor
peso, así mismo el wing box permite tener una mayor integridad estructural dando
una mayor seguridad.
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2.1.5 CARGA LÍMITE Y CARGA ÚLTIMA.
En busca de la seguridad de las aeronaves, las autoridades aeronáuticas
mundiales han establecido una serie de requerimientos mínimos que deben
cumplir las aeronaves para ser seguras, es por esto que estructuralmente, se
consideran dos tipos de cargas para cualquier análisis estructural.
CARGA LIMITE: Son las cargas que debe soportar cualquier componente de la
estructura de la aeronave en cualquier etapa de vuelo y en cualquier actitud de
vuelo sin sufrir deformaciones permanentes.
CARGA ULTIMA: Están relacionadas con un factor de seguridad, es decir la
multiplicación de la carga ultima por un factor de seguridad establecido por
normativa, el cual garantice que cuando la estructura este sometida a esta carga
no se va a romper.
2.1.6 FIBRA DE CARBONO
Es un material compuesto que está formado principalmente por carbono. Este
material tiene propiedades mecánicas similares al acero y es tan ligera como
la madera o el plástico. Sus propiedades principales son elevada resistencia
mecánica, con un módulo de elasticidad elevado, baja densidad, en comparación
con otros elementos como por ejemplo el acero, Gran capacidad de aislamiento
térmico, entre otros.
2.1.7 FIBRA DE VIDRIO
Es un material fibroso de fácil manejo y bajo precio. Este material es obtenido al
hacer filtrar vidrio fundido a través de una pieza de agujeros muy finos y al
solidificarse tiene suficiente flexibilidad para ser usado como fibra, moldeándose
fácilmente a cualquier tipo de superficie. Sus principales propiedades son buen
aislamiento térmico, inerte ante ácidos, soporta altas temperaturas.
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2.1.8 RESINA
Las resinas son sustancias liquidas que pueden pasar a estado sólido mediante
una reacción química provocada por un agente externo, tal como un acelerador y
un catalizador. Las resinas no tienen la resistencia suficiente por si solas es por
eso que también necesitan refuerzos de otros materiales como las fibras que son
los que proporcionan la flexibilidad y dureza suficiente para su implementación.
2.1.9 MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS
Es una máquina semejante a una prensa la cual es capaz de hacer pruebas de
tracción, tensión, compresión, mide propiedades de esfuerzo último, elasticidad,
rigidez y módulo de Poisson con el fin de medir las propiedades del material. Esta
máquina es ampliamente utilizada en la caracterización de nuevos materiales
2.1.10 BANCO DE PRUEBAS
El banco de pruebas es un instrumento de experimentación práctica que nos
brinda la forma de comprobar implacable, clara y eficazmente, teorías científicas o
nuevas tecnologías. El banco de pruebas se puede utilizar en varias disciplinas
donde se requiera probar de forma controlada un objeto en particular adoptando
las mismas características del modelo aplicado al objeto para realizar una
simulación confiable.
El banco de pruebas utilizado en la simulación de cargas es confiable porque los
actuadores nos dan la mejor manera de comprobar eficazmente las cargas
calculadas teóricamente para las estructuras alares.
2.1.11 ACTUADOR
Un actuador es un instrumento mecánico el cual es capaz de aplicar una fuerza
sobre una superficie. La fuerza que aplica el actuador puede provenir de, la
presión neumática, la presión hidráulica o de un motor eléctrico, y dependiendo del
55
origen se nombra al actuador, actuador neumático, actuador hidráulico o actuador
eléctrico.
2.1.12 ACTUADOR NEUMÁTICO
Los actuadores neumáticos sirven para transformar la energía proveniente de la
presión del aire, en movimiento, con esto se transmiten los esfuerzos del actuador
a la superficie de contacto.
El trabajo realizado por un actuador neumático puede ser lineal o rotativo. En los
actuadores lineales podemos ver que la fuerza se transmite por cilindros de
embolo; así podemos ver que existen dos tipos fundamentales de actuadores, los
actuadores hidráulicos de simple efecto, que solamente poseen una entrada de
aire y producen únicamente una carrera de trabajo en un sentido, y los actuadores
neumáticos de doble efecto, los cuales tienen dos entradas de aire que producen
dos carreras de trabajo una de salida y una de retroceso aplicando fuerza en cada
movimiento producido.
Los actuadores neumáticos son los que se adaptaron mejor a nuestras
necesidades de simulación de cargas sobre una superficie alar, gracias a su bajo
costo y su excelente rendimiento a la hora de transmitir fuerzas además que
eliminan riesgos al momento de manipularlos porque estos trabajan con aire que
no se ven afectados si hay chispas o fuego cerca.
2.1.13 ACERO
El acero es el material escogido para la construcción del banco de pruebas gracias
a su excelente resistencia al momento de soportar la estructura alar y las cargas
aplicadas al momento de hacer la simulación. El acero es uno de los materiales de
producción y construcción más versátil y dúctil. Es ampliamente usado en diversas
industrias gracias a que es un material de bajo costo que combina la resistencia y
56
fácil manipulación. Asimismo sus propiedades pueden cambiar según las
necesidades específicas haciéndole procesos de calor y aleaciones.
Para clasificar un acero debe indicarse el porcentaje de carbono y su resistencia,
entonces podemos encontrar, aceros al carbono, estos representan casi el 90%
de todos los aceros y contienen altas cantidades de carbono ,bajas cantidades de
manganeso, silicio y cobre; aceros aleados, los cuales poseen unos valores
determinados de vanadio y molibdeno con altas cantidades de manganeso, silicio
y cobre con respecto a los aceros normales al carbono; y los aceros de bala
aleación ultrarresistentes, estos aceros son más baratos que los aceros aleados
convencionales porque contienen cantidades más bajas de los costosos
elementos de aleación, pero su característica más importante es que reciben un
tratamiento especial el cual les da una gran resistencia.
2.1.14 ACERO 1040
El acero 1040 posee un alto nivel de carbono, el cual nos brinda mayor resistencia
con respecto a aleaciones de bajo carbono. Este acero es endurecedlo por
diversos tratamientos los cuales le dan una excelente resistencia, además que es
saldable por todos los métodos de soldado.
El acero 1040 es el material escogido para la construcción del banco de pruebas
gracias a su excelente resistencia al momento de soportar la estructura alar y las
cargas aplicadas cuando se realiza la simulación.
2.1.15 JIG
Durante el proceso de construcción con materiales compuestos es usual encontrar
elementos formadores como es el caso de los jigs, los cuales tienen la forma de
las partes especificas del la pieza a fabricarse, y que sirven para poder juntar,
presionar y mantener la forma de las piezas usadas en la fabricación, en este caso
los jigs tienen la forma de las costillas del ala ya que en estas partes es que se
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buscara tener los apoyos y la presión para que las pieles y las vigas se unan
adecuadamente
2.1.16 MOLDE
Es un implemento que se utiliza como guía de una pieza a realizar en materiales
compuestos; realizar un molde para un pieza en específico trae algunas ventajas
como lo es poder duplicarla las veces que sea necesario, poder darle cualquier
tipo de forma deseada, y además resulta económico ya que los materiales usados
son de fácil manipulación y costo.
Los materiales más usuales para estos moldes son el poliestireno expandido
(icopor), espuma de uretano, espuma de poli cloruro de vinilo (PVC).Estos son
moldeados mediante cortadores de calor, y luego se recubren con una capa liza
uniforme que les da el acabado final, para poder realizar el proceso de los
materiales compuestos.
2.1.17 WEAVE (TEJIDO)
Para la utilización de materiales compuestos es muy importante el tejido de la tela
del material a utilizar, porque dependiendo del tipo de tejido el material podrá ver
sus cualidades físicas alteradas dando como resultado un menor rendimiento al
momento de ser usado.
Algunos de los tipos de tejidos son el Plain Weave el cual es una serie de fibras
traslapadas unas sobre otras; el Ribbed Weave que utiliza el mismo tejido que la
Plain Weave pero en uno de los sentidos de la fibras, estas últimas son más
delgadas que las fibras que cruzan a estas; la Basket Weave es una variación de
el tejido Plain Weave solo que al momento de tejerse la tela se utiliza más de un
hilo para realizar el tejido, y el Twill Weave es un tejido especial que hace dar un
apariencia a la tela de cómo si el tejido estuviera en una dirección diagonal.
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2.1.18 RESINA PRE-ACELERADA
Para poder realizar la fabricación de un material compuesto es necesario
impregnar las telas con resinas las cuales ayudan a compactar las telas y a darle
más propiedades físicas al compuesto terminado, es usual escuchar sobre resina
poliéster o epódica, la cual puede venir en varias presentaciones como lo es la
versión pre-acelerada, que para el caso de la resina poliéster tendría incorporados
todos los aditivos necesarios para crear la solución a impregnar, aditivos como el
Octoato de Cobalto, y el Estireno Monómero; dejando así solo la aplicación del
Mek Peróxido el cual es el catalizador que se debería utilizar según la cantidad
que se desee usar de resina y telas de compuestos.
2.1.19 CATALIZADOR
El catalizador es un parte muy importante del proceso de elaboración de piezas en
materiales compuestos ya que este ayuda a acelerar el proceso de la reacción
química entre los componentes de la mezcla dando así un tiempo menor de
curado dependiendo de la cantidad que se requiera la cual es dada por la cantidad
de telas y resina a usarse; este catalizador al reaccionar genera calo así que si se
agrega en cantidades exageradas podría llegar a ser peligroso debido a la
reacción química que genera.
2.1.20 VACIO
Es común que para el curado de las piezas en materiales compuestos se realice la
técnica de vacío, la cual se encarga de sacar todo el aire de la resina y la pieza,
evitando así la formación de burbujas las cuales en una futuro podrían dar paso a
una falla estructural que puede terminar en alguna ruptura.
2.1.21 POLIESTIRENO EXPANDIDO
Este es un material plástico con textura espumada, que se ha derivado del
poliestireno, y que es muy común encontrarlo en el transporte de cargas y es más
59
conocido como Icopor en Colombia. Además es bastante usado debido a su fácil
manipulación para el modelamiento de piezas; proceso que se realiza mediante un
dispositivo el cual se calienta y deja un corte limpio y fino.
2.1.22 PLÁSTICO TERMO-ENCOGIBLE
Este tipo de plástico es muy común verlo en el aeromodelismo ya que es usado
para realizar la piel de la mayoría de estos aeromodelos, debido a que al momento
de plancharse el plástico tiende a encogerse y deja una terminación homogénea,
lisa y brillante; características que son muy importantes en la terminación de las
superficies de los aeromodelos o en el caso de los materiales compuestos en la
terminación de las superficies de los moldes.
2.1.23 LAMINADO
Es bastante usual que cuando se realicen piezas en materiales compuestos no se
les de la terminación final desde la fabricación porque en algunos casos es más
fácil dar sea forma mediante algún tipo de corte, es debido a eso que se crean
laminas o laminados de materiales compuestos con un espesor especifico del cual
pueden salir una gran cantidad de piezas y que obtiene su forma al ser cortadas
después del curado total de las resinas y las fibras.
2.1.24 BRIONI
Es una tela que se pone justo encima de las fibras impregnadas con las resinas,
esta tela se usa para absorber los excesos de resina y le permite respirar a las
fibras para extraer el aire.
2.1.25 GUATA
Una vez que cada capa de fibra este impregnada adecuadamente con la resina se
cubre con una tela llamada brioni y luego con una cubierta de una especie de
algodón llamado guata el cual cumple la función de dejar respirar al compuesto
para que puedan salir los excesos de aire al momento de utilizarse el vacío.
60
2.2 MARCO LEGAL O NORMATIVO.
El análisis de la estructura alar está regido por la normativa para aeronaves no
tripuladas de la autoridad de aviación civil australiana.11
La metodología que se utilizó para la realización de esta investigación se
encuentra consignada en el siguiente diagrama de flujo:
62
63
64
65
66
67
68
3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN
Empírico Analítico.
3.2 LINEA DE INVESTIGACIÓN DE LA USB / SUB-LINEA DE LA FACULTAD /
CAMPO TEMÁTICO DEL PROGRAMA.
El campo temático del programa de ingeniería aeronáutica para el cual está
inscrita esta investigación es Diseño y construcción de aeronaves. La sub-línea de
69
investigación de la facultad es Estructuras. Y la línea de investigación de la
universidad es, tecnologías actuales y sociedad.
3.3 TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE INFORMACIÓN.
Las principales fuentes de información, por el hecho de estar enlazadas a ellas,
son los trabajos de grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO
AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02” y “DISEÑO Y
CONSTRUCCION DE UNA ESTRUCTURA ALAR DE AERONAVES NO
TRIPULADAS DE ALCANCE MEDIO PARA LA SIMULACION DE CONDICIONES
DE VUELO EN UN BANCO DE PRUEBAS ESTRUCTURALES”.
Del primer trabajo de grado mencionado, se tomo el diseño de la estructura alar
(diseño en Solid Edge) y su unión al fuselaje, parte del análisis de cargas de la
misma y datos de telemetría que representan el comportamiento de la aeronave
en vuelo. Sirvió de apoyo también para ver algunos datos aerodinámicos
necesarios para el análisis de cargas. Asimismo sirvió como referencia
bibliográfica para ver procesos de construcción usando materiales compuestos.
El segundo trabajo de grado es el antecedente principal de esta investigación de
grado, por lo cual se tomo información importante para el análisis de cargas,
caracterización de materiales y métodos de construcción. Sirvió también como
referencia bibliográfica para la investigación de bancos de pruebas de estructuras
alares. Además de lo anterior, este trabajo de grado proporciono el banco de
pruebas desarrollado en la Universidad de San Buenaventura para análisis de
aeroelasticidad de estructuras alares.
Posterior al proceso de documentación del tema, se dividió el grupo total de
trabajo para trabajar en los diferentes campos que abarca el trabajo de grado:
Análisis de cargas, Caracterización de materiales, Métodos de construcción de la
estructura alar (todo el grupo), Adecuación del banco de pruebas estructurales X1
70
de la Universidad de San Buenaventura y por Último pruebas en el banco y en
Ansys y análisis de resultados (todo el grupo).
Análisis de cargas: Recolección de la información sobre las cargas a las que está
sometida la estructura alar, para el análisis en el banco de pruebas y en Ansys.
Caracterización de materiales: Investigación de las propiedades de las fibras y
resinas que se utilizaran para la construcción, teniendo en cuenta propiedades de
los mismos y costos.
Métodos de construcción: Recolección de información, referente a los métodos
que se utilizan para construir piezas y componentes con materiales compuestos,
siguiendo los estándares básicos exigidos por el medio aeronáutico.
Adecuación del banco de pruebas: Análisis del banco de pruebas existente (X1 de
la universidad de San Buenaventura) para optimizar su funcionamiento teniendo
en cuenta las características geométricas del ala del UAV Navigator X2.
Pruebas en el banco de pruebas y en Ansys y análisis de resultados: Utilizando el
banco de pruebas, y la herramienta Ansys, se hace el análisis de la estructura
alar, se confrontan los resultados de los dos tipos de pruebas, se hace un análisis
de los mismos y se sacan conclusiones para aportar al diseño del Navigator X2.
3.4 HIPÓTESIS.
Este trabajo de grado brindará información valiosa sobre el comportamiento de la
estructura alar del Navigator X2, aportando a la optimización de los materiales
utilizados, y aportando información para tener un ala con el mejor rendimiento
estructural y que aporte al rendimiento de la aeronave.
71
3.5 VARIABLES
Las variables son presentadas de acuerdo a cada uno de los campos de trabajo
de esta investigación.
3.5.1 ANÁLISIS DE CARGAS.
Peso al despegue
Velocidad de maniobra
Posición centro de gravedad
Ubicación de las vigas
Ubicación de las costillas
Esfuerzos normales
Esfuerzos cortantes
Carga de pandeo
Esfuerzo de pandeo
Deformaciones
Deflexión del ala
Peso del ala
Envergadura
Cuerda de la raíz del ala
Cuerda de la punta del ala
Área alar
Cuerda media aerodinámica
Máximo coeficiente de sustentación
Pendiente del ala
Relación t/c
Geometría perfil aerodinámico.
3.5.2 CARACTERIZACIÓN DE MATERIALES
Esfuerzos normales
Esfuerzos cortantes
Deformaciones Selección de materiales
3.5.3 PROCESO DE CONSTRUCCIÓN DEL ALA Y SU UNIÓN AL FUSELAJE.
Materiales compuestos
72
Métodos de construcción
Dimensiones del ala
Posicionamiento de las costillas
Envergadura
3.5.4 BANCO DE PRUEBAS
Peso del ala
Dimensiones del ala
Selección de los sistemas
Componentes del sistema
Posición de los componentes
Pruebas
limitaciones del sistema
Conexiones seguras
Pruebas de funcionamiento
73
4 DESARROLLO INGENIERIL
4.1 ANÁLISIS DE CARGAS
Teniendo en cuenta el gran esfuerzo cortante debido al momento torsor que debe
resistir la estructura alar, el ala está construida con un tipo de estructura llamado
“Wing Box”, donde cierta parte de la sección transversal, en el caso del ala el perfil
aerodinámico, tiene una lámina delgada de material compuesto, con el fin de tener
la estructura cerrada con las vigas principales del ala. Con este tipo de estructura,
se asegura que la piel conjuntamente con el wing box resista esfuerzos en todas
las direcciones, dando así una rigidez torsional.
Se considerarán las mismas teorías que se tuvieron en cuenta para el diseño del
Navigator X2, ya que el ala de este estudio tiene la misma estructura tipo “wing
Box”.
Teoría de flexión de vigas avanzadas
Solución para fuerzas y esfuerzos redundantes aplicando los principios de la teoría
de la elasticidad por métodos varios como trabajo virtual, energía de deformación,
etc.12.
Para el diseño estructural del ala del Navigator X-02, se usará la teoría de flexión
de vigas avanzadas, para lo cual es necesario realizar algunas suposiciones
correspondientes a esta. Las dos suposiciones principales son:
1. Todas las secciones transversales de la viga permanecen planas y
perpendiculares al eje longitudinal durante la deformación. Lo cual significa que la
deformación varía linealmente desde cero en el eje neutro hasta un valor máximo
en las fibras más externas de la sección transversal del wing box.
12
BRUHN, Elmer F. Analysis and Design of Flight Vehicle Structures. Indianápolis, United States: Editorial Jacobs Publishers. 1975. p. A19.5.
74
2. La distribución de esfuerzo normal es directamente proporcional a la
deformación13.
Por lo anterior se despreciará la deformación asociada con los esfuerzos cortantes
de la piel.
Se parte también de lo propuesto en el diseño del NAVIGATOR X2, mediante lo
cual se usan dos tipos de uniones principales, dependiendo de los materiales de
los componentes que se van a unir. Es decir, cuando se quiere unir dos o más
partes construidas en material compuesto, se utiliza el método “bonded joint”.
Lo primero que se tiene en cuenta en el análisis de cargas de una estructura alar,
es la distribución de sustentación que está soportando.
4.1.1 DISTRIBUCIÓN DE SUSTENTACIÓN.
La distribución de sustentación, es la forma como se distribuyen los esfuerzos
debidos a la sustentación que genera el perfil aerodinámico a lo largo de la
envergadura, esta es la principal carga que afecta la integridad de la estructura
alar.
La distribución de sustentación, se calcula con la siguiente ecuación.
√ (
)
Ecuación 1
13 ALLEN, David H. Introduction to Aerospace Structural Analysis. Canadá: John Wiley & Sons, Inc., 1985. p. 152.
75
Dónde:
n, es el factor de carga, que según la normativa Australiana que rige este tipo de
vehículos, es 5,28.
W, es el peso de la Aeronave, cuyo valor más crítico de acuerdo a sus
restricciones de diseño, será 50 Kg.
b, es la envergadura de la aeronave (5 m).
Y, es la distancia a la que está la cada estación con respecto a la raíz del ala.
Para este análisis, se dividió el ala en 11 estaciones, con una separación entre
ellas de 0.25 m.
Se hace el análisis de solo la mitad de la envergadura, despreciando la parte que
ocupa el fuselaje.
La distribución de sustentación para el ala derecha del Navigator X2 será entonces
como sigue:
Tabla 2. DISTRIBUCIÓN DE SUSTENTACIÓN ALA NAVIGATOR X-02
Estación del ala Derecha [m]
L(Y) Derecha [N]
2.5 0
2.25 29.30352231
2 40.33613445
1.75 48.00960288
1.5 53.78151261
1.25 58.22019521
1 61.61446313
0.75 64.13036648
0.5 65.86863174
0.25 66.88991174
0 67.22689076
76
FIGURA 1. DISTRIBUCIÓN DE SUSTENTACIÓN ALA DEL NAVIGATOR X-02.
Esta distribución de sustentación será muy importante para la simulación en Ansys
y en el banco de pruebas, ya que estas son las cargas que representarán los
actuadores neumáticos.
4.1.2 DISTRIBUCIÓN DE DRAG
Para el cálculo de la distribución de drag, se utiliza la siguiente ecuación:
Ecuación 2
0
10
20
30
40
50
60
70
80
0 0,5 1 1,5 2 2,5 3
Distribución de Lift
Distribución de Lift
ESTACION DEL ALA [m]
CARGA ALAR [N]
77
Donde
Ecuación 3
La ecuación 3 queda:
Ecuación 4
Donde:
CD,O, es el coeficiente de drag parasito, según cálculos del diseño del Navigator X-
02 es, 0,02092 y se tomara para los cálculos de esta investigación.
Cfe, es el coeficiente de fricción, que para aeronaves de este tipo es 0.0035
Swet, es el área mojada
S, 3.35 m2 es el área de referencia.
ρ, 0.947162 Kg/m3 que es la densidad del aire en Bogotá.
V, es la velocidad de la aeronave, 9.166 m/s según diseño del Navigator X-02
b, 5 m que es la envergadura.
La distribución de drag, es la siguiente.
78
FIGURA 2. DISTRIBUCIÓN DE SUSTENTACIÓN ALA DEL NAVIGATOR X-02.
4.1.3 POSICIÓN DEL CENTRO DE CARGA.
La posición relativa del centro de carga, se hace teniendo en cuenta tres variables
principales:
Fr, que es la fuerza resultante distribuida de las cargas que actúan sobre el ala
alrededor del perfil aerodinámico.
L, que es la fuerza de sustentación total de la superficie alar.
P, que es el peso total del ala.
Los cuales se ubican de la siguiente forma:
0
0,5
1
1,5
2
2,5
3
3,5
4
4,5
5
0 1 2 3
Distribución de Drag
Distribución de Drag
ESTACION DEL ALA [m]
CARGA ALAR [N]
79
FIGURA 3. POSICIÓN DE LA FUERZA DISTRIBUIDA RESULTANTE. TOMADO DEL PROYECTO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”
Ecuación 5
La posición del centro de carga, se calcula haciendo una sumatoria de los
momentos que actúan en el borde de ataque.
Se determina mediante la siguiente ecuación:
Ecuación 6
, es el centro de presiones
, es el centro de masa del ala
, se calcula con la siguiente ecuación
80
Ecuación 7
Ecuación 8
Donde
mw= Masa del ala.
m= Masa del avión.
Como se ve en la ecuación anterior, con la que se determina el centro de carga
, es necesario conocer el centro de presión del perfil aerodinámico.
Se procede entonces a calcular el centro de presión para el perfil EPPLER 399
que corresponde al perfil de raíz del ala.
Este cálculo se hace utilizando dos ángulos de ataque diferentes (2° y 12°).
Se tiene en cuenta que el Cmc/4 para el perfil de la raíz del ala es -0.14 y el perfil
de la punta del ala -0.08, esta información es tomada del proyecto de grado del
Navigator X2.
Para los dos casos, se utiliza la siguiente ecuación:
Ecuación 9
81
Se tiene en cuenta que la variante Cl cambia dependiendo del ángulo de ataque
que se utilice. Esto sucede de la siguiente forma.
Para 2° de ángulo de ataque:
- Para 12° de ángulo de ataque:
Ahora se va a calcular el centro de presión para el perfil ASW, que es el perfil de la
punta del ala.
Al igual que en el cálculo anterior, este se hace para los mismos ángulos de
ataque que el perfil EPPLER 399 (2° y 12°).
Para 2° de ángulo de ataque:
Para 12° de ángulo de ataque:
Teniendo el centro de presión para los dos perfiles (EPPLER 399 y ASW) y a los
dos ángulos de ataque (2° y 12°), se calcula ahora el centro de carga. Este centro
de carga se calcula para los diferentes valores obtenidos, dependiendo del perfil y
del ángulo de ataque.
82
Centro de carga para el perfil EPPLER a 2° de ángulo de ataque.
Se utiliza la ecuación 8.
Se utiliza el XCP calculado para cada perfil y para los dos ángulos que se usaron y
un XCM de 0,45 tomado de la tesis del Navigator X-02.
(
)
Centro de carga para el perfil EPPLER a 12° de ángulo de ataque.
(
)
Centro de carga para el perfil ASW a 2° de ángulo de ataque.
(
)
Centro de carga para el perfil ASW a 12° de ángulo de ataque.
83
(
)
4.1.4 POSICIÓN DEL CENTRO DE RIGIDEZ
Teniendo disponible el diseño del ala, en el cual se especifica la posición y
dimensiones de las vigas, se puede calcular la posición del centro de rigidez.
De acuerdo a lo anterior, el centro de rigidez se calcula de la siguiente forma:
∑
∑
Ecuación 10
Y se tiene en cuenta lo siguiente para la Raíz del ala de acuerdo a los planos del
Navigator X-0214:
= 114.48 mm
14
Trabajo de grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-
02”, de DOUSDEBES LLOREDA, Camilo, GALINDO MEDINA, Daniel Andrés, GIRALDO QUICENO, Andrés Felipe, PEDRO LUIS JIMÉNEZ SOLER, NEGRETE GUTIÉRREZ, Jabib Elías, RAMÍREZ SÁNCHEZ, Nicolás, RODRÍGUEZ ALVAREZCORREA, Wilson, ROJAS CARRILLO, Juan Javier, ZERRATO GAMBOA Cesar, de la UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA, año 2008.
84
Ahora se tiene lo siguiente para la punta del ala:
El centro de rigidez fue calculado en el trabajo de grado “DISEÑO Y
CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV)
NAVIGATOR X-02” y es el mismo para este trabajo de grado, ya que
geométricamente el ala que se analizará en este trabajo de grado es igual al ala
diseñada para el UAV Navigator X2. El centro de rigidez no depende del material,
que es la principal diferencia entre el ala de esta investigación y el ala original que
fue diseñada y construida para el Navigator X2.
La siguiente es la distribución y ubicación de las vigas en el ala, el centro de carga
y el centro elástico para ángulos de ataque de 2° y 12° respectivamente15.
15
Trabajo de grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-
02”, de DOUSDEBES LLOREDA, Camilo, GALINDO MEDINA, Daniel Andrés, GIRALDO QUICENO, Andrés Felipe, PEDRO LUIS JIMÉNEZ SOLER, NEGRETE GUTIÉRREZ, Jabib Elías, RAMÍREZ SÁNCHEZ, Nicolás, RODRÍGUEZ ALVAREZCORREA, Wilson, ROJAS CARRILLO, Juan Javier, ZERRATO GAMBOA Cesar, de la UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA, año 2008.
85
FIGURA 4. DISTRIBUCIÓN Y UBICACIÓN DE LAS VIGAS EN EL ALA, EL CENTRO DE CARGA Y EL CENTRO ELÁSTICO 2°
86
FIGURA 5. DISTRIBUCIÓN Y UBICACIÓN DE LAS VIGAS EN EL ALA, EL CENTRO DE CARGA Y EL CENTRO ELÁSTICO 12°
87
4.1.5 FUERZA CORTANTE Y MOMENTOS SOBRE EL ALA
Para el cálculo de las cargas que actúan en el ala, se asume:
De la envergadura total, se analiza la mitad y esa mitad de divide en estaciones (7
estaciones).
Partiendo del diseño establecido en el trabajo de grado “DISEÑO Y
CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV)
NAVIGATOR X-02”, se sabe que el ala parte de dos perfiles aerodinámicos
diferentes (uno en la raíz y otro en la punta del ala). Por lo anterior, el
comportamiento de los coeficientes de sustentación, arrastre y momento
aerodinámico es variable de acuerdo a la posición a lo largo del ala. Por lo anterior
se asume, para efectos de cálculo, que el coeficiente de sustentación a lo largo del
ala va ser igual en toda la envergadura al coeficiente de sustentación promedio
calculado para la totalidad del ala (1.5593). El comportamiento del cl vs angulo de
ataque de los dos perfiles (raíz y punta del ala) es muy similar, como se ve en el
análisis aerodinámico de la tesis del Navigator X-02 donde se tiene un coeficiente
de sustentación máximo de 1.6 para el perfil ASW 7.33 y 1.53 para el EPPLER
399, los cuales están muy cercanos. Además se ve que el promedio del
coeficiente de sustentación calculado, es muy cercano a cualquiera de los dos
valores anteriores.
Para facilitar los cálculos estructurales, se considerará un ángulo de ataque
constante, lo anterior partiendo de que el ángulo de ataque y actitud de la
aeronave afecta directamente la posición y dirección de las fuerzas de
sustentación y arrastre del ala.
Las anteriores afirmaciones permiten calcular la fuerza cortante y los momentos
flector y cortante en cada una de las estaciones a lo largo del ala.
La siguiente imagen, muestra la distribución de las estaciones del ala, asumidas
para efectos de cálculos.
88
FIGURA 6. DISTRIBUCIÓN DE LAS ESTACIONES DEL ALA
89
A continuación, se presenta una tabla con los cálculos respectivos de la fuerza
cortante (Vz) en la dirección Z, el momento flector (Mx) y el momento My en todas
las estaciones, estos cálculos fueron desarrollados en el trabajo de grado
“DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO
(UAV) NAVIGATOR X-02” y son tenidos en cuenta en esta investigación para
futuros cálculos. Los resultados obtenidos en el diseño del Navigator X2 son
adecuados para tener en cuenta en este trabajo, ya que la geometría del ala es
igual y el peso que se tiene en cuenta es el mismo, porque se refiere al peso de la
aeronave despreciando el peso del ala, teniendo en cuenta que la principal
diferencia entre el ala de esta investigación y el ala original del Navigator X2 es el
peso por la diferencia de los materiales utilizados en la construcción.
El cálculo de la carga distribuida en cada estación, se hace con la siguiente
ecuación.
(
) (
)
Ecuación 11 w, es la carga distribuida en la estación del ala considerada.
W, es el peso de la aeronave sin el peso del ala.
Cr, es la cuerda del perfil aerodinámico de la raíz del ala.
Ct, es la cuerda del perfil aerodinámico en la punta del ala.
b, es la envergadura del ala
90
n límite, es el factor de carga por ráfaga, es dado por la normativa que rige este
tipo de aeronaves (5,28)16.
La tabla 3, es tomada del trabajo de grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN
VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02” y muestra los
Tabla 3. RESULTADOS OBTENIDOS PARA ÁNGULO DE ATAQUE DE α=0° CÁLCULO DE LA FUERZA CORTANTE VZ Y DE LOS MOMENTOS MX Y MY DEBIDO A LA DISTRIBUCIÓN DE CARGA QUE ACTÚA EN LA DIRECCIÓN DE Z POSITIVA Y APLICADA EN EL CENTRO DE CARGA DE LAS DIFERENTES ESTACIONES DEL ALA. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y
CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”.
92
Tabla 4. RESULTADOS OBTENIDOS PARA ÁNGULO DE ATAQUE DE α=0° CÁLCULO DE LA FUERZA CORTANTE VZ Y DE LOS MOMENTOS MX Y MY DEBIDO A LA DISTRIBUCIÓN DE CARGA QUE ACTÚA EN LA DIRECCIÓN DE Z POSITIVA Y APLICADA EN EL CENTRO DE CARGA DE LAS DIFERENTES ESTACIONES DEL ALA. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”
93
Tabla 5. RESULTADOS OBTENIDOS PARA ÁNGULO DE ATAQUE DE α=12° CÁLCULO DE LA FUERZA CORTANTE VX Y DEL MZ DEBIDO A LA DISTRIBUCIÓN DE CARGA QUE ACTÚA EN LA DIRECCIÓN DE X POSITIVA (COMPONENTE ORIGINADA A ALTOS ÁNGULOS DE ATAQUE) Y APLICADA EN EL CENTRO DE CARGA DE LAS DIFERENTES ESTACIONES DEL ALA. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”
94
Tabla 6. RESULTADOS OBTENIDOS PARA ÁNGULO DE ATAQUE DE Α=12 CÁLCULO DE LA FUERZA CORTANTE VX Y DEL MZ DEBIDO A LA DISTRIBUCIÓN DE CARGA QUE ACTÚA EN LA DIRECCIÓN DE X POSITIVA (COMPONENTE ORIGINADA A ALTOS ÁNGULOS DE ATAQUE) Y APLICADA EN EL CENTRO DE CARGA DE LAS DIFERENTES ESTACIONES DEL ALA). TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”
95
En la columna 6 de la tabla 5 se muestra el valor de una carga promedio
distribuida en las estaciones, este valor es usado para hacer el cálculo de las
fuerzas cortantes y los momentos flectores en cada estación del ala. Se considera,
que la figura que se forma entre estaciones a lo largo del ala, corresponde a un
trapecio. A lo largo de una línea que pasa por el centroide de dichos trapecios, se
encuentra la línea de acción de la fuerza correspondiente a la carga distribuida
concentrada en cada estación (cuyas magnitudes se encuentran en la columna 8
de la tabla 6). El centroide donde actúa la carga concentrada de la columna 8 es
mostrado en la columna (9) de la tabla 6.
Como se ve en la tabla, la columna (10) contiene los valores de fuerza cortante, la
(13) momento flector en el eje X. Estos dos valores son expresados en términos
de la fuerza cortante y el momento en la estación anterior sumándole el efecto que
genere cualquier carga que se esté dentro de las estaciones que se están
analizando.
La siguiente figura e información referente, son tomados del trabajo de grado
“DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO
(UAV) NAVIGATOR X-02” y es usada para mostrar el proceso que se hace para
obtener los valores de las columnas (10) y (13).
FIGURA 7. DISTRIBUCIÓN DE CARGAS EN UNA VIGA EN CANTILIEVER
96
FIGURA 8. DISTRIBUCIÓN DE CARGAS EN UNA VIGA EN CANTILIEVER
La figura mostrada, representa una viga en cantiléver, sobre la cual actúan fuerzas
transversales F de diferentes magnitudes pero en la misma dirección. En la figura,
se muestra también el diagrama de cuerpo libre para una porción de la viga,
tomando como referencias las estaciones 1 y 2. La fuerza cortante V1, es
resultado de la suma de las fuerzas que actual a la izquierda de la estación 1. Así
como el momento de flexión M1, es el resultado de la suma de los momentos que
actúan al lado izquierdo de la estación 1.
Para el caso de la estación 2, la fuerza cortante V2 es igual a la fuerza cortante V1
más la suma de las fuerzas que actúan entre la estación 1 y la estación 2. Por otra
parte, el momento de flexión M2 en la estación 2, es igual a M1 más la suma de la
fuerza cortante V en la estación 1, multiplicado por el brazo “d”, más la suma de
los momentos que actúan entre la estación 1 y 2.
Otra información relacionada con la tabla antes mostrada, tomada del trabajo de
grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO
TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”, es la siguiente:
La columna 8 de la tabla 6, contiene los valores de las cargas concentradas en
cada estación. Estas cargas actúan a través del centro de carga del perfil de cada
estación.
97
Las columnas 14 y 15 de la tabla 4, muestran información de distancias en el
sentido del eje X desde el centro de carga al eje de referencia (centro elástico).
La columna (17) muestra los valores del momento de torsión My en cada estación.
4.1.6 CÁLCULO DE LOS ESFUERZOS NORMALES.
Para el cálculo del esfuerzo de tensión (σt) o compresión (σc), es necesario saber
lo siguiente:
M, es el momento de flexión.
C, es la distancia desde el eje neutro de la sección transversal a las fibras más
externas.
I, es el momento de inercia de la sección.
F, es la resistencia del material.
y se toma como referencia un factor de seguridad de 1,8.
Para este cálculo se aplica la siguiente formula.
Ecuación 12
La siguiente imagen muestra la posición de las vigas para el ala del Navigator X2,
como fue diseñado en el trabajo de grado, “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN
VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”. Se parte de lo
estandarizado para estructuras alares de vehículos aéreos de este tipo (ubicación
de las vigas principal y secundaria, al 25% y 75% respectivamente).
98
FIGURA 9. POSICIÓN DE LAS VIGAS EN EL PERFIL AERODINÁMICO DEL ALA DEL NAVIGATOR X2. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO, “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”.
Para calcular el porcentaje de carga que soporta cada viga del ala (principal y
auxiliar), se debe tener en cuenta, la posición del centro de carga, que fue
calculado anteriormente.
Como se tiene un ala taperada y diferentes ángulos de ataque, el centro de carga
es variable a lo largo de la envergadura, factor que hace que el porcentaje de
carga que soporta cada viga, varié también a lo largo de la envergadura.
La siguiente imagen, es usada para establecer algunos parámetros con los que se
llevara a cabo el cálculo del porcentaje de carga que soporta cada viga.
99
FIGURA 10. CÁLCULO DE EL PORCENTAJE DE CARGA QUE ABSORVE CADA VIGA. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO, “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”.
Como se ve en la figura, z, es la distancia entre el centro de carga y la viga
auxiliar. XCL es la posición del centro de carga con respecto al borde de ataque del
perfil.
Los siguiente es la ecuación utilizada para calcular el porcentaje de carga que
soporta cada viga, este cálculo se hizo en el trabajo de grado “DISEÑO Y
CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV)
NAVIGATOR X-02”, utilizando los parámetros de la imagen anterior, se tiene:
∑
Ecuación 13
Ecuación 14
Ecuación 15
100
(
)
Ecuación 16
(
)
Ecuación 17
Con los datos obtenidos y utilizando la formula mostrada anteriormente, con que
se calculan los esfuerzos de tensión (σt) y compresión (σc), se obtienen los
resultados que son mostrados en la tabla 7.
101
Tabla 7. ESFUERZO NORMAL EN LA VIGA PRINCIPAL. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”
102
Tabla 8. ESFUERZO NORMAL EN LA VIGA SECUNDARIA. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”
103
Otra carga adicional que se debe tener en cuenta, es el esfuerzo cortante debido a
la carga de sustentación del ala.
Se utilizarán los resultados obtenidos en el diseño del Navigator X2 para los
cálculos de dicho esfuerzo cortante.
En ese estudio, se utilizó en su momento la fórmula de esfuerzo cortante de
mecánica de materiales.
Ecuación 18
La tabla 9 muestra los datos obtenidos. Tabla 9. ESFUERZO CORTANTE EN LA VIGA PRINCIPAL. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”
104
Tabla 10. ESFUERZO CORTANTE EN LA VIGA AUXILIAR. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”
Con fines de mejorar el rendimiento de la aeronave, bajando el peso, y basándose
en los resultados anteriores. Los diseñadores del Navigator x2, decidieron hacer
orificios de aligeramiento. Estos orificios de aligeramiento cambian el
comportamiento estructural, ya que se tendrán esfuerzos localizados.
El cálculo de estos esfuerzos localizados, fue hecho en el trabajo de grado,
“DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO
(UAV) NAVIGATOR X-02”. A continuación se muestra una imagen, del
comportamiento de dichos orificios según su tamaño.
105
FIGURA 11. DISTRIBUCIÓN DE LOS ESFUERZOS EN UNA VIGA CON ORIFICIOS DE ALIGERAMIENTO
17.
Para estos cálculos, se tomó como referencia la siguiente información de
relacionada con la imagen.
“Extensas investigaciones han mostrado que el esfuerzo en el borde del orificio
(punto B) es alrededor del doble del esfuerzo nominal en dicho punto. El esfuerzo
nominal se calcula con la fórmula de la flexión (σ=My/I), en donde Y es la
distancia d/2 desde el eje neutro al punto B que es el momento de inercia de la
17
GERE, James M. Mecánica de Materiales. México: Quinta Edición. International Thompson Editores, 2002. p. 376.
106
sección transversal neta en el orificio. Entonces se tiene la siguiente formula
aproximada para el esfuerzo en el punto B.:”
Ecuación 19
En el borde exterior de la viga (en el punto C), el esfuerzo es aproximadamente igual al esfuerzo nominal (no al esfuerzo real) en el punto A (donde y=h/2)18 :
Ecuación 20
La tabla 11 muestra los resultados obtenidos de los cálculos hechos por los
diseñadores del navigator x2.
Tabla 11. CALCULO DE ESFUERZOS NORMALES EN LA SECCION EXTERNA DE LA VIGA PRINCIPAL CON AGUJEROS DE ALIGERAMIENTO. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO“DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”.
18
GERE, James M. Mecánica de Materiales. México: Quinta Edición. International Thompson Editores, 2002. p. 376.
107
4.1.7 ANÁLISIS ESTRUCTURAL TENIENDO EN CUENTA EL DISEÑO DEL
ALA.
El grupo estructural del diseño del Navigator X2, por facilidad de construcción y
por buenas características estructurales, en cuanto a resistencia y rigidez, decidió
dividir el ala en dos secciones. La primera se llamó sección central del ala y la
segunda sección externa del ala.
4.1.7.1 ANÁLISIS DE ESFUERZOS NORMALES EN LA SECCIÓN CENTRAL
DEL ALA.
Según el diseño de la aeronave, esta sección va desde la estación 0 hasta la
estación 250 y se analiza el núcleo estructural del ala (Wing Box).
4.1.7.1.1 ESFUERZOS NORMALES EN LA SECCIÓN CENTRAL DEL ALA
La siguientes tablas, muestran los resultados de los cálculos realizados por el
grupo estructural del trabajo de grado, “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN
VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”. Para el análisis
de cargas normales en esta sección del ala, estos datos se presentan por
estaciones establecidas por ellos mismos.
Tabla 12. MOMENTOS DE INERCIA RESPECTO AL CENTROIDE DEL WINGBOX EN LA ESTACIÓN 0.TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”.
La siguiente imagen es presentada en el trabajo de grado que es referencia de
esta investigación y muestra la configuración del wingbox para saber cuál es la
sección transversal que se está analizando.
108
FIGURA 12. SECCIÓN TRANSVERSAL DEL WING BOX. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”.
Las tablas que aparecen a continuación, son los resultados obtenidos del análisis
para la estación 0, estos datos provienen del trabajo de grado “DISEÑO Y
CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV)
NAVIGATOR X-02”. Se presentan porque son base del análisis de esta
investigación.
109
Tabla 13. PROPIEDADES DE SECCIÓN ALREDEDOR DEL EJE CENTROIDAL X & Z Y CALCULO DE ESFUERZOS NORMALES EN LA SECCIÓN TRANSVERSAL. SECCIÓN DE ALA EN LA ESTACION 0 (COMPRESION EN LA SUPERFICIE SUPERIOR). TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”
110
Como se observa en la tabla 13, la sección superior de la estación 0 está sometida a esfuerzos de compresión, mientras que la sección inferior está sometida a esfuerzos de tensión. Como la sección debe estar en equilibrio la sumatoria de fuerzas debe ser igual a cero “total columna 24 de la tabla 13”19. Tabla 14. MOMENTOS DE INERCIA RESPECTO AL CENTROIDE DEL WINGBOX EN LA ESTACIÓN 1.TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”.
19
Trabajo de grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”, de DOUSDEBES LLOREDA, Camilo, GALINDO MEDINA, Daniel Andrés, GIRALDO QUICENO, Andrés Felipe, PEDRO LUIS JIMÉNEZ SOLER, NEGRETE GUTIÉRREZ, Jabib Elías, RAMÍREZ SÁNCHEZ, Nicolás, RODRÍGUEZ ALVAREZCORREA, Wilson, ROJAS CARRILLO, Juan Javier, ZERRATO GAMBOA Cesar, de la UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA, año 2008.
111
Tabla 15. PROPIEDADES DE SECCIÓN ALREDEDOR DEL EJE CENTROIDAL X & Z Y CALCULO DE ESFUERZOS NORMALES EN LA SECCIÓN TRANSVERSAL. SECCIÓN DE ALA EN LA ESTACIÓN 1 (COMPRESIÓN EN LA SUPERFICIE SUPERIOR). TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”.
112
4.1.7.2 ANÁLISIS DE ESFUERZOS DE LA PIEL
Para este análisis, el grupo de estructuras de la investigación “DISEÑO Y
CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV)
NAVIGATOR X-02”. Utilizó la siguiente formula.
∑
Ecuación 21 q0 , es el flujo cortante
El segundo término de la ecuación, es el cambio de flujo cortante entre 0 y n.
ΔP es el cambio de carga axial en una distancia d en dirección de Y.
d=0,25, que es la distancia entre la estación 0 y la estación 25020
De lo anterior la ecuación queda:
∑
Ecuación 22
En la FIGURA 13, muestra gráficamente los resultados de los cálculos de flujo
cortante en la estación 0 del ala, es importante aclarar que la estación 0 del ala
corresponde a la unión de las dos alas. En el punto donde se unen las dos alas no
20
Trabajo de grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”, de DOUSDEBES LLOREDA, Camilo, GALINDO MEDINA, Daniel Andrés, GIRALDO QUICENO, Andrés Felipe, PEDRO LUIS JIMÉNEZ SOLER, NEGRETE GUTIÉRREZ, Jabib Elías, RAMÍREZ SÁNCHEZ, Nicolás, RODRÍGUEZ ALVAREZCORREA, Wilson, ROJAS CARRILLO, Juan Javier, ZERRATO GAMBOA Cesar, de la UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA, año 2008
113
hay una costilla como tal ya que esta unión queda dentro del fuselaje y el diseño
no contempla una costilla en ese punto. Los resultados muestran el cálculo de flujo
cortante en este punto y más adelante se verán los resultados de los flujos
cortantes en cada una de las bahías que forman las costillas dentro del wingbox
excluyendo los resultados de la FIGURA 13.
FIGURA 13. REPRESENTACIÓN DE LOS VALORES DE FLUJO CORTANTE. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO. “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”
114
Tabla 16. CALCULO DEL FLUJO CORTANTE. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”
115
En la columna (5) de la tabla 16, se ve el resultado de los flujos cortantes que se
ven en la figura (stringers 1, 3, 4,6). Las otras columnas son el cálculo, hecho con
la ecuación mostrada anteriormente.
Para el equilibrio de todas las fuerzas en el plano de la sección transversal, la ΣMy
debe ser igual a cero. Por conveniencia se selecciona el eje Y que pasa a través
del centro de gravedad de esta sección. En donde el momento debido al flujo
cortante q en cualquier elemento de la sección es igual a: ”q” multiplicado por el
doble del área formada por el centro gravedad tal como se muestra en la tabla
16.Este valor se encuentra registrado en la columna seis (6) de la tabla 16. La
columna siete (7) muestra el valor del momento alrededor del centro de gravedad
producido por cada flujo cortante y el total de esta columna muestra el momento
alrededor del centro de gravedad debido al sistema completo de flujo cortante de
figura 14 21.
La siguiente imagen, muestra otras fuerzas adicionales que generan momentos
alrededor del centro de gravedad de la estación 0. Estos valores fueron calculados
en el diseño del UAV Navigator X2, se presentan los resultados en este trabajo de
grado, porque son de gran importancia para nuestro análisis.
FTB, es la fuerza producida por el Tail Boom
FTH, es la fuerza producida por el estabilizador horizontal.
FF, es la fuerza producida por el peso del fuselaje.
21
Trabajo de grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”, de DOUSDEBES LLOREDA, Camilo, GALINDO MEDINA, Daniel Andrés, GIRALDO QUICENO, Andrés Felipe, PEDRO LUIS JIMÉNEZ SOLER, NEGRETE GUTIÉRREZ, Jabib Elías, RAMÍREZ SÁNCHEZ, Nicolás, RODRÍGUEZ ALVAREZCORREA, Wilson, ROJAS CARRILLO, Juan Javier, ZERRATO GAMBOA Cesar, de la UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA, año 2008
116
FIGURA 14.CARGAS EXTERNAS QUE ACTÚAN SOBRE LA SECCIÓN TRANSVERSAL DE LA ESTACIÓN 0. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”
La tabla 17 es el resumen de las fuerzas externas calculadas.
Tabla 17. MOMENTO PRODUCIDO POR LAS CARGAS EXTERNAS ALREDEDOR DEL CENTRO DE GRAVEDAD. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”
El valor de momento total mostrado en la tabla anterior, es el que debe ser
balanceado. Para mantener el equilibrio, ese momento total debe ser balanceado
por un flujo cortante constante.
117
Se hace el siguiente procedimiento
Ecuación 23
Donde se reemplaza lo siguiente.
M, que es el momento que va a ser balanceado.
A, que es el área de la sección transversal.
El resultado de este valor, está en la columna (8) de la tabla 16.
Ahora, se sabe que el flujo cortante resultante qr en cualquier punto es:
qr = q + q+1
Ecuación 24 Lo que supone una suma de los valores anteriores, una suma de la columna (5)
con la columna (8), cuyo resultado está en la columna (9) en la tabla 16.
Estos valores se muestran gráficamente en la FIGURA 15.
118
FIGURA 15. FLUJO CORTANTE RESULTANTE EN LA ESTACIÓN 0. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”
Este procedimiento se repitió para cada una de las estaciones del ala, los
resultados son presentados en el anexo k del trabajo de grado, “DISEÑO Y
CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV)
NAVIGATOR X-02”.
Las FIGURAS 16 y 17, es la representación gráfica de dichos esfuerzos cortantes
en todas las estaciones de las secciones central y exterior del ala -con excepción
de la estación 0 que fue calculada anteriormente- sobre la viga principal y la piel
de la parte superior.
119
FIGURA 16. ESTADO DE ESFUERZOS CORTANTES VIGA PRINCIPAL Y PIEL SUPERIOR ALA CENTRAL. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”
120
FIGURA 17.ESTADO DE ESFUERZOS CORTANTES VIGA PRINCIPAL Y PIEL INFERIOR ALA EXTERNA (SECCIÓN IZQUIERDA). TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCION DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”
121
4.1.8 UNIÓN ALA FUSELAJE
El grupo de diseño de la estructura del Navigator X-2, uso dos pernos de acero
inoxidable de 8 mm de diámetro para la unión de la estructura alar con el fuselaje
de la aeronave. Los cálculos del esfuerzo cortante que soporta esta unión, se
muestran a continuación, estos cálculos fueron hechos en el trabajo de grado
“DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO
(UAV) NAVIGATOR X-02” y se muestran en este trabajo de grado de forma
informativa, ya que se tendrán en cuenta para las pruebas en el banco, y para la
sujeción del ala al mismo.
La carga cortante que se soportara, es de 1164 KN, la cual es distribuida en el
numero de tornillos que se use.
Se tiene en cuenta, que el esfuerzo admisible para un tornillo de acero inoxidable es de 72.40 Mpa, de lo anterior:
122
4.1.9 UNIÓN DEL ALA CENTRAL CON EL ALA EXTERIOR
Para la unión de las dos partes del ala, con el fin de hacer un solo conjunto, el
grupo estructural del diseño del Navigator X2 hizo una extensión de la viga
principal del ala exterior, que se une a la viga principal del ala central. Como se
muestra a continuación.
FIGURA 18. VIGA PRINCIPAL (ALA CENTRAL) CON SU EXTENCION PARA LA UNIÓN. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”
La unión debe estar en la capacidad de soportar un esfuerzo de tensión del ala
externa. Este cálculo fue hecho en el diseño del Navigator X2, se muestra en este
trabajo de grado ya que se tendrá en cuenta para el análisis.
M = 352.18 N – m (Momento máximo de flexión del ala externa)
h = 0.09 m (Altura de las vigas en el punto de unión).
b= 0.003 m (Ancho de las vigas)
I = 182.25 – 9 m4 (Momento de inercia)
123
-
-
El esfuerzo admisible del material es:
σtu (158.6 e 6 Pa) es tomado de la caracterización que se hizo en el trabajo de
grado del Navigator X-02.
4.1.10 ANALISIS DE PANDEO PARA LA PIEL DEL ALA.
El análisis de pandeo se toma del trabajo de grado del Navigator22 y es mostrado
en esta investigación porque es tenido en cuenta para el análisis del
comportamiento del ala cuando es sometida a las cargas reales de la aeronave.
Los esfuerzos que soporta la piel del wing box que es el elemento estructural
principal del ala, es debido a la presencia de esfuerzos cortantes por el momento
de torsión y la carga cortante.
22
Trabajo de grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”, de DOUSDEBES
LLOREDA, Camilo, GALINDO MEDINA, Daniel Andrés, GIRALDO QUICENO, Andrés Felipe, PEDRO LUIS JIMÉNEZ SOLER, NEGRETE GUTIÉRREZ, Jabib Elías, RAMÍREZ SÁNCHEZ, Nicolás, RODRÍGUEZ ALVAREZCORREA, Wilson, ROJAS CARRILLO, Juan Javier, ZERRATO GAMBOA Cesar, de la UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA, año 2008
124
En la tesis del Navigator, se tomaron las bahías de la FIGURA 16 y FIGURA 17
para hacer el análisis de pandeo de su piel, y se asumió la piel como una placa
plana para simplificar los cálculos.
Dicho análisis de pandeo se hace con la siguiente ecuación
Ecuación 25
b= lado más corto de la placa. kg=Coeficiente de pandeo por cargas cortantes. Depende de las condiciones de frontera de la placa y de la relación a/b. E=Modulo de elasticidad del material. v=Relación de Poisson. t=Espesor de la placa Las dimensiones de a y b, son tomadas de los planos del Navigator X2, los cuales estuvieron disponibles en esta investigación. Siendo como sigue: Bahía 1. a/b=500 mm/390,5mm=1,28mm. Bahía 2. a/b=347 mm/325mm=1,06mm. Bahía 3. a/b=325 mm/323 mm=1 mm. Bahía 4. a/b=425 mm/312 mm=1,36mm. Bahía 5. a/b=425 mm/301 mm=1,4mm. Con esas relaciones, se mira la siguiente imagen y se sabe el coeficiente de pandeo de cada placa.
125
FIGURA 19. COEFICIENTES DE PANDEO PARA PLACAS PLANAS EN FUNCION DE a/b.
Fuente: Analysis and design of flight vehicle structures. Se toma un factor de pandeo kg=11.5 para la bahía 1. Se toma un factor de pandeo kg=15 para la bahía 2. Se toma un factor de pandeo kg=15 para la bahía 3. Se toma un factor de pandeo kg=12.5 para la bahía 4. Se toma un factor de pandeo kg=11.6 para la bahía 5. Se resuelve la ecuación 25, de la siguiente forma:
Y se hace con ese resultado, también se hace el cálculo del margen de seguridad M.S, para ver qué tan confiable es la piel y como se va a comportar en el ala.
126
Se hacen los mismos cálculos para las 5 bahias que se asumen.
Y se tienen los siguientes resultados
Bahía 2.
Bahía 3.
Bahía 4.
127
Bahía 5.
4.1.11 FACTORES DE SEGURIDAD
Este factor de seguridad se va derivar mediante el margen de seguridad que fue
hallado para piezas relevantes del ala del Navigator x2, para esto tenemos que el
factor de seguridad va a ser igual al margen de seguridad mas 1. En la tabla 18
se muestra el valor del factor de seguridad y el margen de seguridad de las partes
relevantes del ala, además podemos ver que en esta tabal se tiene en cuenta la
costilla #3, esta tiene una gran importancia ya que esta es la encargada de
soportar los esfuerzos generados por el tubo de aluminio que une las dos
secciones del ala, y transmite esfuerzos de torsión.
Tabla 18. FACTORES DE SEGURIDAD
Pieza Margen de Seguridad Factor de Seguridad
Viga Principal OW 0,17 1,17
Piel Wingbox 0,3 1,3
Viga Principal Wingbox 0,021 1,021
Costilla #3 0,28 1,28
128
En la tabla 18 podemos ver que los factores de seguridad son bajos, pero esto es
debido a que solo se están teniendo en cuenta la acción de la pieza analizada y no
la interacción que están van a tener con las piezas a su alrededor las cuales
ayudaran a aumentar el factor de seguridad, ya que ayudaran a transmitir las
cargas.
4.2 CARACTERIZACIÓN DE MATERIALES.
Para una investigación con las características del Navigator X-02, donde debe
hacerse una inversión en materiales y donde se va a construir un ala que debe
tener la mejor resistencia e integridad estructural, no existe la posibilidad de
improvisar en la elección de materiales. Por esta razón se debe hacer una
caracterización de materiales, donde se encuentren las mejores resistencias, bajo
peso y además se tenga en cuenta el factor económico.
La caracterización de materiales que se presenta a continuación, se hace teniendo
en cuenta que el comportamiento de los materiales compuestos es diferente al
comportamiento de otros materiales. Para la construcción del ala del Navigator X-
02, se utilizan principalmente tres tipos de materiales compuestos, fibra de
carbono y resina, fibra de vidrio y resina y la combinación de las dos fibras con
resina.
Las pruebas que se hacen en este trabajo de caracterización de materiales,
comprenden la realización de probetas de cada uno de los tipos de materiales,
variando la relación fibra-resina con cada una de las dos fibras (carbono y vidrio),
utilizando los dos tipos de fibra en un solo material compuesto en miras a bajar
costos (teniendo en cuenta que si se logra reemplazar en algunas ocasiones fibra
de carbono por fibra de vidrio se bajaran costos ya que la fibra de vidrio es mas
económica que la fibra de carbono) y la utilización de dos tipos de resina (epóxica
y poliéster) para ver cual se comporta mejor, cual da más ventajas en cuanto a
facilidades de manufactura, costos, tiempo de curado, etc. De acuerdo a lo
anterior, se construyeron varias probetas con cada una de las variaciones antes
129
descritas, estas probetas fueron construidas teniendo en cuenta una normatividad
para este tipo de pruebas (Norma ASTM D 3039)23, la cual dice la forma como se
deben hacer las probetas en cuanto a dimensiones y calidad de la probeta, estas
condiciones van a ser tenidas en cuenta y mencionadas más adelante cuando el
experimento lo requiera. Teniendo las probetas, fueron evaluadas en la maquina
universal de ensayos, con la cual se puede ver el comportamiento de cada
material en cuanto a sus propiedades físicas.
A continuación se describe el proceso para la construcción de cada una de las
probetas con las que se hizo esta caracterización, las propiedades de los
materiales usados para esta caracterización se encuentran en el archivo de Excel
del Anexo E.
4.2.1 FIBRA DE CARBONO-RESINA EPÓXICA
La construcción del laminado se hizo el día 12 de octubre de 2011 a las 12 m, con
una temperatura ambiente de 18°C y una humedad relativa del 64%24.
Antes que nada, la normativa dice que durante el proceso de construcción del
laminado para las probetas, se debe tener mucho cuidado de no lastimar y causar
daños a la fibra, ya que esto afectará los resultados.
Para la fabricación de esta probeta, se utilizaron 8 capas de fibra de carbono Plain
Weave T300 con las dimisiones establecidas por la normativa (25 cm * 1.5 cm),
cada una de las 8 capas de fibra tiene su respectiva capa de resina, para esta
prueba resina epóxica. El número de capas utilizado, no es un valor sin
fundamento, 8 capas es el número que se usa en muchos de los laminados con
que se construye el ala del Navigator X-02, las cuales en condiciones normales de
aplicación en el laminado, con la capa de resina de cada capa de fibra, dan un
espesor 3 mm, que es lo requerido en varias piezas del ala del Navigator X-02.
23
ASTM Destination: D 3039/D 3039M – 95a Standard test methods for tensile properties of polymer matrix composite materials 24
Con esta área se puede calcular la resistencia última de la sección neta usando la
fórmula:
Ecuación 27
Dónde:
fu= tensión de rotura del acero de la chapa= 410
178
Nu,R=0,72*410*22,2897=6579,92 N
4.4.2 MÉTODO DE DISTRIBUCIÓN DE CARGAS A LA ESTRUCTURA ALAR
La cargas que soporta el ala son principalmente por la sustentación y por el drag,
para los dos casos, como se mencionó antes se tiene una distribución a lo largo
del ala, esta distribución podría hacerse con cualquier cantidad de actuadores
dependiendo el número de veces que se divida el ala para hacer dicha
distribución. Por practicidad, por gastos y por simplicidad de la prueba, se hizo la
simulación utilizando 3 actuadores que estaban disponibles ya en el banco. Para
hacer la simulación con 3 actuadores, se deben puntualizar 3 cargas con las que
se simulara toda la distribución de sustentación y drag, para ello, a cada uno de
los actuadores que simulan las 3 cargas puntualizadas, debe instalársele en la
punta del vástago, una platina con las dimensiones de la porción de ala a la
aplicara la fuerza. Esta platina es hecha MDF de 10 mm de espesor, el cual tiene
la rigidez necesaria para distribuir la carga, pero al mismo tiempo tiene la
flexibilidad para dar libertad de movimiento a los actuadores, ya que de no ser así,
se corre el riesgo de que se impida la salida de alguno de los vástagos, dañando
la simulación. La longitud de las tres platinas sumadas debe ser igual a la
envergadura del ala, para que en la prueba la distribución de sustentación sea lo
más cercana posible a la realidad.
Estas platinas van instaladas en el vástago de cada actuador, con la ayuda de
pernos, con sus respectivas arandelas y roscas, que también van recubiertas con
un material elástico (silicona) que evite que maltrate el ala.
Las características de los actuadores se darán en el siguiente numeral para
comprender de mejor forma como irán instalados en el banco y la formo como
transmitirán y distribuirán las cargas.
179
4.4.2.1 DISEÑO DE LA UBICACIÓN Y LA MAGNITUD DE LOS DISPOSITIVOS
DE CARGA
En el proceso de simulación de cargas aerodinámicas sobre una estructura alar se
deben analizar los dispositivos de carga que se van a utilizar y la manera de cómo
estos van a transmitir la carga, de modo que cuando se realicen las pruebas la
transmisión de cargas sea lo más cercano posible a lo que sucede cuando la
aeronave esta en vuelo.
En el banco de pruebas se tienen actuadores neumáticos lineales de doble efecto
con guía anti giro de la marca MICRO los cuales nos generan una fuerza máxima
de 4000 N para los actuadores que nos van a simular la carga de lift, y de 400 N
para los actuadores que van a simular la carga de drag.
Para la estructura alar de esta investigación se calculó una carga máxima de lift de
67,22 N y de drag de 5,7 N, entonces los actuadores neumáticos que se tienen
proporcionarán eficazmente la fuerza necesaria para generar las cargas máximas
en el ala.
La magnitud de la fuerza de cada actuador es cambiada debido a que, la
estructura alar que se había probado era de aluminio y tuvo pruebas de
aeroelasticidad en su fase de vuelo de crucero; la estructura alar de este proyecto
está hecha en materiales compuestos y se va a probar cuando tiene las cargas
máximas que es en la fase de despegue.
4.4.2.2 VALIDACIÓN DE ANSYS
Para asegurar que los resultados de Ansys sean confiables es necesario,
comprobar por algún otro método los valores obtenidos por el programa, es por
eso que para este proceso se realizo la simulación y el posterior calculo manual de
un tubo en cantiléver, el cual tiene una carga aplicada en su extremo libre como se
muestra en la figura 45.
180
FIGURA 46. PLANTEAMIENTO DE LA SIMULACIÓN.
El tubo empotrado tiene un diámetro de 25mm y una pared con un espesor de
2mm, la longitud de este es de 50 cm.
Los datos que se desean obtener son la deflexión máxima, el esfuerzo máximo y
sus respectivas ubicaciones. Para este proceso se utilizaron las formulas que se
muestran debajo.
Ecuación 28
Ecuación 29
181
Ecuación 29 Esfuerzo Máximo de Pandeo
Dónde:
P=Carga Aplicada
L=Longitud del Tubo
E=Modulo de Young
I=Momento de Inercia
My=Momento con respecto a Y
Y= Deflexión de la viga
= Esfuerzo debido a la Deflexión
Al desarrollar las ecuaciones se encontró que el valor máximo del esfuerzo se
encuentra en la raíz del perfil con un valor de 64,9Mpa, y una deflexión de 6,18
mm la cual se ubica en la punta del tubo.
Luego de tener los resultados a mano se procede a plantear la simulación en
Ansys como se muestra en la FIGURA 46.
182
FIGURA 47. MODELO DE LA SIMULACIÓN.
Luego se realiza la simulación habiendo establecido los puntos fijos, los grados de
libertad, las secciones transversales, y las cargas a analizar, obteniendo los
siguientes resultados:
FIGURA 48. DEFORMACIÓN DEL TUBO
183
La deformación del tubo dio como resultado 6,209mm como se muestra en la
FIGURA 48, y el esfuerzo debido a la deflexión que se muestra en la FIGURA 49
dio como resultado 64 914 KPa.
FIGURA 49. ESFUERZO DE DEFLEXIÓN MÁXIMO
Mediante la comparación de estos datos se concluye que las simulaciones
realizadas por Ansys son confiables ya que los dos resultados son iguales, tanto
para el caso de los cálculos manuales como para el análisis computacional.
184
5 CONSTRUCCIÓN
5.1 CALCULO MATERIALES COMPUESTOS
Para poder calcular la cantidad aproximada de los materiales a usar se realizaron
dos procesos similares, el primero se realizó para las piezas que se realizan por
medio de un molde y que van completamente macizas y uniformes, para estas se
tomaron cotas de las secciones de las piezas y se calculó el área independiente
de cada sección y luego se realizó la suma de estas áreas dando un estimado del
material a usar luego de esto se multiplicaba este resultado por el número de
capas en fibra de vidrio o carbono según correspondiera la configuración de la
pieza; la segunda forma de cálculo se usó para piezas planas que tenían
características similares en su configuración de capas y que podrían ser
realizadas en laminados de material, así que se analizaron las piezas que podían
compartir el mismo laminado y se realizó un acomodamiento de las piezas
optimizando el uso del material para evitar el desperdicio al máximo.
185
FIGURA 50. LAMINADO PIELES WING BOX. TOMADODE ARCHIVOS DE CAD DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y
CONSTRUCCION DE UN VEHICULO AEREO NO TRIPULAFO (UAV) NAVIGATOR X-02” Y MODIFICADO POR LOS AUTORES.
186
FIGURA 51. CALCULO MATERIAL CUADERNA 5 Y REFUERZO ALA FUSELAJE. TOMADODE ARCHIVOS DE CAD DEL TRABAJO DE
GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCION DE UN VEHICULO AEREO NO TRIPULAFO (UAV) NAVIGATOR X-02” Y MODIFICADO POR LOS
AUTORES.
187
FIGURA 52. CALCULO MATERIAL VIGA PRINCIPAL WING BOX. TOMADODE ARCHIVOS DE CAD DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCION DE UN VEHICULO AEREO NO TRIPULAFO (UAV) NAVIGATOR X-02” Y MODIFICADO POR LOS AUTORES.
188
FIGURA 53. LAMINADO CUADERNA 4 Y COSTILLAS WING BOX Y ALA EXTERIOR. TOMADODE ARCHIVOS DE CAD DEL TRABAJO
DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCION DE UN VEHICULO AEREO NO TRIPULAFO (UAV) NAVIGATOR X-02” Y MODIFICADO POR
LOS AUTORES.
189
Tabla 27. TABLA CÁLCULO MATERIALES COMPUESTOS
Las FIGURAS 50, 51, 52 y 53 y la tabla 27, muestran las dimensiones de los
laminados con los que se van a construir las partes del ala y el cálculo del material
que se utiliza para cada laminado
5.2 FACTORES CLIMÁTICOS QUE AFECTAN LAS PROPIEDADES DE LOS
ELEMENTOS DEL ALA CONSTRUIDOS EN MATERIAL COMPUESTO
La tabla 28 tiene la información del análisis de error que induce la variación de
temperatura y humedad relativa, debido a que el lugar de trabajo que ofreció la
universidad de San Buenaventura para el desarrollo de esta investigación, no tiene
las características requeridas para mantener las condiciones atmosféricas
constantes, por lo cual la temperatura y porcentaje de humedad relativa que
estaba presente en los procesos de construcción de los elementos del ala variaba
con respecto a otros procesos de construcción y con respecto a la construcción de
los laminados con que se hicieron las probetas de la caracterización de materiales.
Es importante remitirse también a la tabla 25 para hacer una comparación más
detallada. Más adelante, en la construcción de cada elemento, se referirá con que
ITEM de la tabla 25 se hace la comparación.
190
Tabla 28. FACTORES CLIMÁTICOS QUE AFECTAN LAS PROPIEDADES DE LOS LAMINADOS PARA LA CONSTRUCCION DEL ALA
191
5.3 PROCESO DE CONSTRUCCIÓN DEL ALA CENTRAL.
5.3.1 BORDE DE ATAQUE ALA CENTRAL
Debido a que el proyecto de grado del Navigator X2 es una investigación que
constantemente se está optimizando para lograr el mejor rendimiento posible, se
optó por tomar como base los archivos originales, los cuales no contienen las
modificaciones posteriores que se han realizado en los agujeros de aligeramiento.
Por eso para la construcción se usaron planos tomados de los archivos originales
de Solid Edge de esta investigación.
Para el proceso de fabricación del borde de ataque del ala central se imprimieron
los perfiles respectivos y se pegaron sobre láminas de balso de 2 mm de espesor,
este material fue propuesto por los diseñadores del Navigator X-02, teniendo en
cuenta que es un material liviano y que no debe soportar mayores cargas; la
orientación del eje longitudinal de la lámina de balso se hizo coincidir con el eje
longitudinal de los perfiles del borde de ataque a cortar, ya que de esta manera las
propiedades estructurales del balso van a ser adecuadas para las cargas
soportadas por el borde de ataque; luego de haber cortado una silueta con una
tolerancia considerable se procedió a lijar los bordes de los perfiles hasta llegar a
la silueta verdadera de la plantillas de las costillas.
192
FIGURA 54. COSTILLAS DEL BORDE DE ATAQUE DEL ALA CENTRAL
En el orden que se sigue para el ensamblaje de los bordes de ataque del ala
central, el primer paso es pegar la piel del intradós a la viga principal, para en ella
establecer la posición de las costillas y pegarlas con cyanoclirato, el cual es
recomendado para pegar piezas de balso, da facilidades de manufactura y rápido
curado. Adicionalmente, el borde de ataque tiene 3 larguerillos cuadrados de
balso, para darle mayor resistencia estructural. Estos larguerillos, también ayudan
a darle una mayor rigidez al conjunto, ayudando a mantener las costillas en la
posición adecuada y perpendicular a la piel. Posteriormente, se pega la piel del
extradós a la parte superior de las costillas, para ello se usa colbón de madera el
cual es más económico que otros adhesivos y se comporta muy bien pegando dos
superficies de madera.
Debido a que en el momento de construir las costillas, se cortó una parte de la
punta, para facilitar el proceso de ensamblaje. Para completar el perfil, se adhiere
un bloque de balso con las dimensiones del pedazo que fue cortado antes, con la
193
ayuda de pulidora y lija, se pule este bloque hasta darle la forma al borde de
ataque, como se ve en la FIGURA 55.
FIGURA 55. BORDE DE ATAQUE ALA CENTRAL TERMINADO
5.3.2 BORDE DE FUGA ALA CENTRAL Y EXTERIOR.
Como el objetivo de esta investigación es el análisis únicamente estructural, el ala
que se construye no tiene las superficies hipersustentadoras móviles como el ala
que va en el avión. Es por ello que en este trabajo, se construyen los flaps de
igual forma que el ala del Navigator X-02 pero sin bisagras que permitan el
movimiento de los mismos. Es decir, se construye el borde de fuga para completar
el perfil aerodinámico, pero este no tiene ningún movimiento.
Para la construcción de este borde de fuga, se utiliza balso de 2 mm de espesor,
el cual presenta la resistencia necesaria para este componente, teniendo en
cuenta que no soporta mayores cargas.
Lo primero que se hace, al igual que en la construcción del borde de ataque, es
imprimir las costillas, para pegarlas en la lámina de balso y poderlas cortar
adecuadamente.
194
FIGURA 56. COSTILLAS DEL BORDE DE FUGA DEL ALA CENTRAL.
El paso siguiente es cortar la pared del borde de fuga, la cual tendrá contacto
directo con la viga secundaria, esta pared está construida también en balso de 2
mm de espesor y ayuda a mantener alineadas y en posición correcta las costillas
en el proceso de construcción de los flaps.
Teniendo alineadas todas las costillas y pegadas a la pared del flap, se procede a
pegar la piel del intradós esta piel es pegada utilizando la técnica de trenzado -
como se ve en la FIGURA 57- para tener mayor superficie de contacto y lograr un
mejor pegado, para tener otra superficie que alinee las costillas, es importante
poner refuerzos de balso a las costillas para mantenerlas perpendiculares a la piel
y para aportar a la rigidez estructural
El último paso es poner la piel del extradós, para así poder cerrar el componente y
fijarlo a la viga secundaria y completar el perfil aerodinámico.
195
FIGURA 57. PIEL DEL EXTRADOS EN EL BORDE DE FUGA DEL ALA CENTRAL.
Este proceso es igual para el borde de fuga del ala central y del ala exterior, ya
que los dos están construidos con el mismo material y de la misma forma.
FIGURA 58. BORDES DE FUGA TERMINADOS .
5.3.3 PIEL DEL WING BOX ALA CENTRAL.
Para la piel del wing box del ala central, la cual soporta la mayor carga, se hace un
laminado de 1.5mm de espesor, lo cual corresponde a 4 capas de fibra, 55% fibra
196
y 45% de resina. Las cuatro capas se distribuyen de la siguiente forma: 2 capas de
fibra de carbono bidireccional y 2 capas de fibra de vidrio tipo volan.
Este laminado fue construido el día 27 de octubre de 2011 a las 11:00 am, con
una temperatura ambiente de 17°C y una humedad relativa del 63%. El error que
induce el cambio de condiciones atmosféricas (temperatura y humedad) se tiene
en cuenta en la tabla 30.
Los valores de la tabla 27 muestran unos porcentajes de error admisibles, además
se tiene en cuenta lo que dice la normativa33 en cuanto a las variaciones de
temperatura y humedad relativa permisibles (+ ó – 3°C y + ó – 3% de humedad
relativa) en la construcción de los laminados. También haciendo una comparación
de los % de error que puedan presentarse entre este laminado y el laminado del
ITEM 5 de la tabla 25, el cual es el que tiene las mismas características que este
en cuanto a materiales, se tiene:
% error debido a la variación de temperatura: 5.88%.
% error debido a la variación de humedad relativa: 4.76%.
Para este proceso, se hace un dimensionamiento de la lámina a realizar (una
lámina para el intradós y otra para el extradós); para ello se tienen en cuenta las
pérdidas que siempre existen en cualquier proceso, teniendo en cuenta estas
pérdidas, se garantiza que en el momento de cortar y darle los acabados a la
lámina, ésta quedará con las dimensiones requeridas por la estructura alar.
33
ASTM Destination: D 3039/D 3039M – 95a Standard test methods for tensile properties of polymer matrix composite
materials
197
FIGURA 59. DIMENSIONES DE LAS LAMINAS CON LAS QUE SE HACE LA PIEL DEL INTRADOS Y EXTRADOS. TOMADODE ARCHIVOS DE CAD DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCION DE UN VEHICULO AEREO NO TRIPULAFO (UAV) NAVIGATOR X-02” Y MODIFICADO POR LOS AUTORES.
198
Lo más importante en el proceso de construcción de cualquier laminado, es
preparar la superficie sobre la cual se va a trabajar, esta debe ser totalmente
plana para garantizar que el laminado va a quedar de igual forma, así mismo, se
debe limpiar completamente para que el laminado no quede contaminado o con
impurezas que afectan sus propiedades estructurales y disminuyen la calidad de
los terminados.
El primer paso, consiste en cortar cada una de las capas de fibra que se van a
usar, teniendo en cuenta las ya mencionadas perdidas, es importante que antes
de empezar a hacer el laminado, se disponga de todos los materiales listos para
ser aplicados, ya que el tiempo de curado de este tipo de materiales es muy corto.
Lo siguiente es hacer el cálculo de la resina que se va a usar para el laminado, de
igual forma se tienen en cuenta las perdidas.
Cuando ya se dispone de todo lo necesario, se impregna de manera uniforme y en
la cantidad adecuada la resina sobre la superficie de trabajo, para ello se utiliza
una brocha totalmente limpia. De forma inmediata se pone la primera capa de fibra
y con ayuda de la brocha, se impregna nuevamente de resina, repitiéndose este
proceso para las cuatro capas de fibra previstas. Terminado el proceso anterior, se
debe dar el tiempo suficiente para que el laminado cure y adquiera sus
propiedades.
199
FIGURA 60. APLICACIÓN DE LAS CAPAS DE FIBRA Y RESINA PARA HACER EL LAMINADO.
FIGURA 61. PIEL DEL WINGBOX DEL ALA CENTRAL TERMINADA Y CORTADA
Teniendo los dos laminados (intradós y extradós), se debe demarcar
cuidadosamente con las dimensiones finales, para por ultimo ser cortado y obtener
los elementos finales, FIGURA 61.
200
5.3.4 COSTILLAS DEL WING BOX ALA CENTRAL Y ALA EXTERIOR
El proceso de construcción de las costillas del wing box, es muy similar al proceso
de construcción de los laminados de la piel, ya que debe hacerse un laminado de
material compuesto. En este caso serán 3 capas de fibra de carbono y 3 capas de
fibra de vidrio para obtener el espesor deseado (2mm), también a 45% de fibra y
55% de resina. Se hace un dimensionamiento previo de una distribución de las
costillas a construir de tal forma que se aproveche el material de la mejor forma
posible.
201
FIGURA 62. DISTRIBUCIÓN DE LAS COSTILLAS PARA HACER EL LAMINADO
202
Este laminado fue construido el día 25 de octubre de 2011 a las 12:00 m, con una
temperatura ambiente de 17°C y una humedad relativa del 63%. El error que
induce el cambio de condiciones atmosféricas (temperatura y humedad) se tiene
en cuenta en la tabla 28.
Se hace una comparación de los % de error que puedan presentarse entre este
laminado y el laminado del ITEM 5 de la tabla 26, el cual es el que tiene las
mismas características que este en cuanto a materiales, se tiene:
% error debido a la variación de temperatura: 5.88%.
% error debido a la variación de humedad relativa: 4.76%.
Además de que esta dentro de los rangos de variación de temperatura y humedad
relativa permitidos por la normativa34 ((+ ó – 3°C de temperatura y + ó – 3% de
humedad relativa).
Teniendo claras las dimensiones del laminado que se va a hacer, se sigue el
mismo proceso que se siguió para el laminado de la piel. Se prepara la superficie
sobre la cual se va a trabajar, se alista el material (corte de las capas de fibra y
cálculo y preparación de la resina) como se dijo anteriormente, es importante tener
en cuenta las perdidas. Después se procede a hacer la preparación del laminado,
haciendo la adecuada distribución de fibra y resina, FIGURA 61, como se explicó
en la preparación del laminado de la piel. Por último se da el tiempo de curado de
24 horas.
34
ASTM Destination: D 3039/D 3039M – 95a Standard test methods for tensile properties of polymer matrix composite
materials
203
FIGURA 63. PROCESO DE CONSTRUCCIÓN DE LAS COSTILLAS
FIGURA 64. APLICACIÓN DE LAS CAPAS DE FIBRA Y RESINA PARA HACER EL LAMINADO.
204
FIGURA 65. MONTAJE PARA GENERAR VACIO EN EL PROCESO DE CURADO DEL LAMINADO
Para el corte de las costillas, que es el proceso adicional con respecto a la
construcción de la piel, se deben imprimir cada una de las costillas en su tamaño
real, para pegarlas en el laminado y utilizando una caladora industrial hacer el
respectivo corte, siendo muy cuidadosos de dar el mejor terminado posible.
Cabe aclarar que dentro del corte que se hace a cada costilla, están incluidos los
agujeros de aligeramiento, que son indispensables para disminuir el peso, la
FIGURA 66 muestra las costillas después de cortadas y con sus agujeros de
aligeramiento.
205
FIGURA 66. COSTILLAS WING BOX ALA CENTRAL Y ALA EXTERIOR
5.3.5 VIGA PRINCIPAL ALA CENTRAL.
La viga principal es el elemento más importante de toda la estructura alar, ya que
este es el que soporta las mayores cargas.
Para esta viga se diseñó que tuviera un espesor de 3 mm para lo cual se
necesitaran un total de 8 capas todas de fibra de carbono, a un 45% de fibra y un
55% de resina, las cuales en condiciones normales y con una buena aplicación de
la resina utilizando la cantidad adecuada e impregnando toda la capa de fibra dan
el espesor requerido del lamiando.
La construcción de esta pieza se hizo el día 29 de octubre de 2011 a las 10:00 am,
con una temperatura ambiente de 17 °C y una humedad relativa del 63%.
Antes que nada es necesario mencionar el % de error que va a estar presente por
trabajar en un lugar donde no se mantienen las condiciones atmosféricas
constantes, es decir hay variación de temperatura y porcentaje de humedad
relativa principalmente. Este porcentaje de error se ve presentado en la tabla 28.
Adicionalmente, comparando la temperatura y porcentaje de humedad relativa con
que se construyó este laminado y la temperatura y porcentaje de humedad relativa
206
del ITEM 2 de la tabla 26 (temperatura de 18°C y 64% de humedad relativa) que
tiene los mismos materiales que este laminado y es el parámetro comparativo
adecuado, tenemos lo siguiente:
% error debido a la variación de temperatura: 5.88%.
% error debido a la variación de humedad relativa: 1.58%.
También se ve que las variaciones de temperatura y humedad relativa están
dentro de los rangos permitidos por la normativa35 (+ ó – 3°C para temperatura y
+ ó – 3% para humedad relativa), teniendo en cuenta que la diferencia de
temperatura de los dos laminados es de 1°C y que la diferencia de humedad
relativa es de 1% también.
35
ASTM Destination: D 3039/D 3039M – 95a Standard test methods for tensile properties of polymer matrix composite
materials
207
FIGURA 67. PLANO DE LA VIGA PRINCIPAL PARA HACER EL DIMENCIONAMIENTO DEL MATERIAL A UTILIZAR EN SU CONSTRUCCION
208
Para la construcción de las vigas, se utilizará el mismo molde que se utilizó en su
momento para la construcción del Navigator X-02.
FIGURA 68. MOLDE DEL WING BOX. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”
Teniendo disponible dicho molde, ahora se debe hacer un alargamiento al molde
para hacer el alargamiento de la viga del cual se habla más adelante.
FIGURA 69. ALARGAMIENTO DEL MOLDE PARA ALARGAMIENTO DE LA VIGA
209
Es importante hacer limpieza del molde para asegurar la pureza del laminado, así
mismo es importante aplicar alcohol polivinilico que ayudará a desmoldar el
laminado final, se debe dar un tiempo prudente para que el agente desmoldante
seque y permita trabajar sobre el molde. Se procede a hacer un cálculo del
material a utilizar, teniendo en cuenta las tolerancias necesarias por las curvas
que tiene la viga. Como en cualquier laminado, se preparan las capas de fibra -en
este caso 8-, se hace el cálculo de la resina que se va a usar contemplando las
perdidas y por último se procede a hacer el laminado de igual forma a los
laminados anteriores.
FIGURA 70. PROCESO DE CONSTRUCCIÓN DE LA VIGA PRINCIPAL DEL ALA CENTRAL
Después de que se coloca la última capa de fibra con su respectiva capa de resina
y se da el tiempo de curado necesario, se procede a preparar el sistema con el
cual se va a generar vacío. Lo primero que se hace para preparar dicho sistema,
es cortar a la medida adecuada el plástico de recubrimiento, la guata y el brioni
que es una tela absorbente que ayuda a quitar los excesos de resina.
Posteriormente se pone como primera capa el brioni, seguido por la guata y por
210
último el plástico de recubrimiento, asegurándose de que este quede lo más
templado posible y totalmente sellado para no dejar escapar el vacío, se
inspecciona el adecuado funcionamiento de las boquillas del sistema y por último
se conectan estas a la manguera de sistema de vacío, la cual es una manguera
especial para la función que se necesita y adicionalmente tiene su respectivo
medidor de presión. Lo último es dar un tiempo de curado que requiera el
laminado, comprobando que la pieza este curada antes de desmoldarla, para
garantizar que el material brinde las mejores propiedades físicas, utilizando una
pistola de calor se acelera un poco el proceso de curado y se obtienen mejores
resultados.
FIGURA 71. MONTAJE DE LA VIGA APLICANDO VACÍO
Cumplido todo el proceso de construcción y curado de la viga, se desmolda y se
corta con las dimensiones exactas y dando siempre el mejor acabado.
211
FIGURA 72. VIGA PRINCIPAL DEL WING BOX DEL ALA CENTRAL TERMINADA
El alargamiento que se ve en la imagen es un alargamiento que tiene la viga para
poder ser ensamblada con el ala exterior, la viga principal del ala central del ala
exterior va alineada con la viga principal del ala exterior, estas se fijan con la
ayuda de pernos y esto aporta a la integridad estructural, con fines de que el ala
después de ensamblada sea una sola pieza y transmita adecuadamente las
cargas a través de ella y hacia el fuselaje.
La longitud de este alargamiento es de 150 mm, lo cual es suficiente para ser
ensamblada y unida a la viga del ala exterior.
Se aclara de igual forma, que en el proceso de construcción de esta viga, se hace
también un alargamiento en la parte que corresponde a la raíz del ala, con este
alargamiento se lograra el empotramiento del ala con el banco de pruebas. Esto
es lo más adecuado para las pruebas estructurales del ala, ya que como se sabe
212
las vigas del wing box son las que soportan las principales cargas y son los
elementos estructurales más importantes del ala.
5.3.6 VIGA AUXILIAR ALA CENTRAL
La fabricación de la viga auxiliar, es muy similar a la fabricación de la viga
principal, difiere en que el espesor requerido para esta viga, por estar sometida a
menores esfuerzos, es de 2 mm que corresponden a 6 capas de fibra, con la
misma proporción 45% fibra y 55% resina. Como se dijo en el proceso de
construcción de la viga principal, las 6 capas de fibra de carbono con su adecuada
cantidad de resina y aplicada uniformemente, dan el espesor requerido por el
diseño de la pieza.
Esta pieza fue construida el día 22 de octubre de 2011 a las 11:00 am, con una
temperatura ambiente de 18°C y una humedad relativa del 63%.
Al igual que en las construcciones anteriores en las que se uso material
compuesto y por no tener a disposición en la Universidad un laboratorio que
mantenga las condiciones atmosféricas constantes, se tendrá en cuenta el error
que induce la variación de temperatura y de humedad relativa del momento en que
se hizo la caracterización del material similar (ITEM 2 de la tabla 26) y el momento
en que se construyó la pieza, al igual que con las otras piezas, este error es tenido
en cuenta en la tabla 28. Haciendo la misma salvedad de lo que permite la
normativa36 en cuanto a variaciones de temperatura y humedad relativa (+ ó – 3°C
de temperatura y + ó – 3% de humedad relativa).
La temperatura con que se hizo el laminado del ITEM 2 de la tabla 26 fue 18°C,
igual que en la construcción de esta pieza y la humedad relativa fue del 64%.
36
ASTM Destination: D 3039/D 3039M – 95a Standard test methods for tensile properties of polymer matrix composite
materials
213
Haciendo una comparación de las condiciones atmosféricas de cuando se hizo el
laminado del ITEM 2 de la tabla 26 y las condiciones atmosféricas de cuando se
construyó esta pieza, tenemos lo siguiente:
% error debido a la variación de temperatura: 0%
% error debido a la variación de humedad relativa: 1.58%.
FIGURA 73. PLANO DE LA VIGA SECUNDARIA DEL WING BOX DEL ALA CENTRAL PARA DIMENSIONAMIENTO DEL MATERIAL A UTILIZAR
214
De igual forma que con la viga principal, se utiliza el molde hecho para la
construcción del Navigator X-02.
FIGURA 74. MOLDE DEL WING BOX. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y
CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”
En la figura 70 se puede ver el molde del wingbox con alcohol polivinilico el cual es
usado para la construcción de las vigas principal y auxiliar del “wingbox” del ala
central.
Se sigue el mismo proceso, cuyos pasos principales son los siguientes:
Preparación del molde, limpiándolo con Varsol y aplicando el alcohol
polivinilico y cera desmoldante.
Cálculo y preparación del material a utilizar (fibra y resina)
215
FIGURA 75. CORTE DE LAS CAPAS DE FIBRA PARA EL LAMINADO
Construcción del laminado (ubicación de las capas de fibra y resina (6 en
total de cada uno)).
De acuerdo al diseño del Navigator X-02, el proceso de construcción de la
viga secundaria no requiere de vacío, por lo cual este paso se suprime, en
cambio de ello, se colocan unos bloques de madera, con los cuales se
prensa la viga al molde después de construida, garantizando que durante
su tiempo de curado, está siempre va a estar adoptando la forma del molde
y no otra.
FIGURA 76. VIGA PRENSADA EN EL PROCESO DE CURADO DEL MATERIAL
216
Dar el tiempo de curado necesario para obtener el mejor resultado.
Desmoldar y cortar la pieza con las dimensiones requeridas.
FIGURA 77. VIGA SECUNDARIA DEL WING BOX DEL ALA CENTRAL TERMINADA
En el proceso de construcción de la viga secundaria del wing box del ala central,
se hace también un alargamiento en la parte que corresponde a la raíz del ala, con
este alargamiento se lograra el empotramiento del ala con el banco de pruebas.
Esto es lo más adecuado para las pruebas estructurales del ala, ya que como se
sabe las vigas del wing box son las que soportan las principales cargas y son los
elementos estructurales más importantes del ala.
5.3.7 ENSAMBLE DE LAS COSTILLAS CON LAS VIGAS ALA CENTRAL.
El proceso de ensamblaje, es el proceso que más precisión exige en la
construcción del ala, ya que de este depende la obtención de datos reales cuando
sea sometido a cargas en el banco de pruebas y por ende buenas conclusiones
sobre el comportamiento estructural del ala. Se debe tener especial cuidado en la
sujeción de cada una de las partes, utilizando el mejor pegamento y en las
mejores condiciones.
217
El proceso comienza con la sujeción de la viga principal con la piel del intradós,
teniendo especial cuidado en que las dos piezas queden perpendiculares (por
medio del montaje de los jigs en la mesa de trabajo y escuadras en el momento de
ensamblar para medir los ángulos de 90° en la unión del cap inferior de la “C” con
la piel del intradós y el cap superior de la “C” con la piel del extradós) para
garantizar la mejor geometría del resultado final. Para esta sujeción al igual que
para todas las otras sujeciones de piezas fabricadas en material compuesto se
utiliza pegamento epóxico HYSOL E-40FL, el cual consta de una mezcla de dos
compuestos que deben ser medidos y mezclados (según las instrucciones de uso
del producto 3 partes del elemento A y 2 partes del elemento B) adecuadamente
para obtener el mejor rendimiento del adhesivo, el cual es óptimo para dar
elasticidad y resistencia al impacto, así como resistencia a los esfuerzos cortantes
y de tensión.
FIGURA 78. APLICACIÓN DE PEGAMENTO PARA PEGAR LA VIGA PRINCIPAL CON LA PIEL DEL INTRADOS DEL ALA CENTRAL
Para el ensamblaje, se deben construir unos jigs de sujeción como los que se ven
en la FIGURA 79, de los cuales se hablará más adelante, que garantizaran que el
218
conjunto se mantenga en la posición adecuada mientras el pegante hace efecto.
En este proceso es importante valerse de todos los recursos necesarios para
asegurar que el ala se encuentra en la posición adecuada mientras está siendo
pegada. Una vez esta fija la viga principal a la piel del intradós, se pega la viga
secundaria a la misma piel, siguiendo el mismo procedimiento, utilizando los
elementos que sean necesarios para mantener la posición del ala y dando el
tiempo necesario para que el pegante actúe de la mejor forma. Dentro de los
elementos que se utilizan para mantener el ala alineada, están las costillas, las
cuales solo sirven como soporte en el ensamblaje pero aun no van pegadas.
FIGURA 79. ENSAMBLAJE Y PEGADO DE LA VIGA SECUNDARIA CON LA PIEL DEL INTRADOS DEL ALA CENTRAL.
Transcurridas 24 horas que es el tiempo mínimo necesario para que el pegante
cumpla su función adecuadamente, se procede a pegar cada una de las costillas
en su posición adecuada utilizando el mismo pegamento.
219
FIGURA 80. ENSAMBLAJE Y PEGADO DE LAS COSTILLAS A LAS VIGAS Y PIEL DEL
INTRADOS DEL ALA EXTERIOR.
Antes de poner la piel del extradós, se colocan los tubos de refuerzo que fueron
diseñados en el trabajo de grado del Navigator X-02. Este tubo es sometido a un
proceso previo a su instalación “recubrimiento con wash primer “, para evitar que
este genere corrosión. La función principal de este tubo de refuerzo, es transmitir
las cargas de flexión al ala exterior.
El tubo se compone de dos partes, macho y hembra, hembra en el ala exterior y
ala central, se unen por medio de la parte hembra que entra en los componentes
macho de las dos alas. El componente hembra del ala central atraviesa las dos
últimas costillas de la misma, adicionalmente está fijado con pegamento epóxico y
refuerzos en cada costilla. . El componente hembra del ala exterior atraviesa las
dos primeras costillas de la misma, adicionalmente está fijado con pegamento
epóxico y refuerzos en cada costilla como se ven en la FIGURA 82.
Adicionalmente se usa pegamento epóxico para garantizar que el tubo se
mantenga en su posición y transmita la carga idóneamente.
220
FIGURA 81. INSTALCION DE LOS TUBOS DE REFUERZO PARA LA UNION DE LAS ALAS.
Como este tuvo refuerzo soporta esfuerzos cortantes considerables, deben
hacerse unos refuerzos en material compuesto, como se ven en la FIGURA 82,
estos refuerzos son pegados con adhesivo epóxico.
FIGURA 82. REFUERZOS DE LOS TUBOS PARA SU ENSAMBLAJE EN EL ALA.
221
5.4 PROCESO DE CONSTRUCCIÓN ALA EXTERIOR
5.4.1 PIEL ALA EXTERIOR
Lo primero que se hace en el proceso de construcción del ala exterior es fabricar
la piel del intradós y el extradós, ya que ellas ayudaran en el ensamblaje de
cualquier componente para alinearlo y pegarlo sobre ellas.
La piel del ala exterior en su totalidad está construida en balso de 2 mm de
espesor. Como en el mercado no se consiguen láminas de balso con las
dimensiones requeridas por el ala del Navigator X-02, se utiliza la técnica de
trenzado para pegar las láminas que se consiguen en el mercado y obtener la
lámina requerida.
El proceso de trenzado consiste en cortar las láminas en forma de zigzag como se
ve en la FIGURA 82, para que la superficie de pegado sea mayor que si se
pegaran como vienen, así se garantiza mayor rigidez e integridad de la lámina que
forma la piel, para este proceso de trenzado, se tomo como referencia la tesis del
Navigator, ya que en su momento se hizo así para la construcción de la piel de las
alas de dicha aeronave.
FIGURA 83. CONSTRUCCIÓN DE LA PIEL DEL ALA EXTERIOR. PROCESO DE TRENZADO.
222
5.4.2 COSTILLAS DEL WING BOX ALA EXTERIOR
Las costillas del wing box del ala exterior fueron construidas en el mismo laminado
en el que se hicieron las del wing box del ala central, de igual forma fueron
cortadas en el mismo momento en que se cortaron las del wingbox del ala central,
por lo cual ya están terminadas y listas.
FIGURA 84. COSTILLAS DEL WING BOX DEL ALA EXTERIOR
5.4.3 VIGAS, CAPS Y LARGUERILLOS ALA EXTERIOR.
Para la elaboración de las vigas, caps y larguerillos del ala exterior, se hace un
laminado de 2 mm de espesor, el cual requiere de 3 capas de fibra de carbono
unidireccional T300 y 3 capas de fibra de vidrio. Este laminado se hace de tal
forma que todas las piezas se cortaran de él, aprovechando de la mejor forma el
material.
Este laminado fue hecho el día 28 de octubre de 2011 a las 11:00 am, con una
temperatura ambiente de 16°C y una humedad relativa del 68%.
La tabla 27 tiene en cuenta los porcentajes de error debidos a la variación de las
condiciones ambientales y atmosféricas de la construcción del laminado con que
se caracterizó el material y el laminado con que se construirán estas piezas.
También se compara este laminado con el laminado del ITEM 5 de la tabla 26, el
cual tiene los mismos materiales de fabricación que el de este numeral. La
223
temperatura con que se hizo el laminado del ITEM 5 de la tabla 26 fue de 16°C y
la humedad relativa fue del 60%.
De lo anterior, se obtiene:
% error debido a la variación de temperatura: 0%
% error debido a la variación de humedad relativa: 11.7%. El cual es el mayor
porcentaje de error que se tiene durante toda la investigación, pero que a
consideración de los autores es tolerable. La normativa permite en cuanto a
variación de temperatura y humedad relativa (+ ó – 3°C de temperatura y + ó – 3%
de humedad relativa), se está excediendo solo el parámetro de humedad relativa,
ya que la temperatura de construcción de los dos laminados es igual (16°C). Todo
se debe a la no disposición de un laboratorio que mantenga las condiciones
atmosféricas constantes, y a la continua variación de las condiciones climáticas de
Bogotá. Se acepta este pico de variación, teniendo en cuenta que los elementos
estructurales principales que actúan con los de este numeral tienen un mínimo
porcentaje de error.
FIGURA 85. PLANO DE LAS VIGAS, CAPS Y LARGUERILLOS DEL ALA EXTERIOR PARA EL DIMENCIONAMIENTO DEL MATERIAL A UTILIZAR.
224
FIGURA 86. PLANO DE LAS VIGAS, CAPS Y LARGUERILLOS DEL ALA EXTERIOR PARA EL DIMENCIONAMIENTO DEL MATERIAL A UTILIZAR.
La fabricación del laminado, se hace de la misma forma como se han hecho todos
los otros, siguiendo los pasos básicos:
Preparación de la superficie de trabajo (limpieza y adecuación de la mesa).
Calculo del material a utilizar (cantidad de resina y corte de las capas de
fibra).
Aplicación de los materiales para construir el laminado.
FIGURA 87. PROCESO DE CONSTRUCCION DEL LAMINADO PARA LAS VIGAS, CAPS Y LARGUERILLOS DEL WING BOX DEL ALA EXTERIOR.
225
Curado del laminado.
Corte de las piezas finales utilizando caladora.
FIGURA 88. CORTE DE LAS VIGAS, CAPS Y LARGUERILLOS DEL WING BOX DEL ALA EXTERIOR.
5.4.4 CONSTRUCCIÓN BORDE DE FUGA ALA EXTERIOR.
Este componente del ala exterior, fue construido al mismo que el borde de fuga del
ala central, por lo cual está listo en este momento para ser ensamblado.
FIGURA 89. CONSTRUCCIÓN DEL BORDE DE FUGA DEL ALA EXTERIOR
226
5.4.5 COSTILLAS BORDE DE ATAQUE ALA EXTERIOR.
Las costillas del borde de ataque del ala exterior se hace de la misma forma como
se hicieron las costillas del ala central, imprimiendo los perfiles, pegándolos a la
lámina de balso de 2 mm de espesor y cortándolos con la ayuda de un bisturí.
Como se aclaró antes, se usan los planos iniciales del Navigator X-02, los cuales
han sufrido variaciones hasta la actualidad en la búsqueda de la optimización de
esta aeronave.
Teniendo en cuenta lo anterior, se hacen los orificios de aligeramiento, los cuales
ayudan a disminuir el peso total de la estructura y en el diseño del Navigator X-02,
permiten el paso de cableado de sistemas del avión. También se hacen los
orificios que serán usados para poner los larguerillos que ayudan el proceso de
ensamblaje y aumentan la resistencia a la flexión.
FIGURA 90. COSTILLLAS DEL BORDE DE ATAQUE DEL ALA EXTERIOR.
Finalmente, se pulen y se les da un adecuado terminado para posteriormente ser
ensamblados.
227
FIGURA 91. BORDE DE ATAQUE ALA EXTERIOR TERMINADO
5.4.6 ENSAMBLAJE ALA EXTERIOR.
5.4.6.1 FABRICACIÓN DE LOS JIGS
Antes de empezar el proceso de ensamblaje, es importante disponer de unas
herramientas adicionales que ayudan en este proceso. Estas herramientas son
unos jigs, sobre los cuales se ensamblara el ala, ayudando a alinear cada parte
para pegarla y aprisionándola y manteniéndola en su posición cuando es pegada.
Estos jigs son fabricados en MDF de 15 mm de espesor, se fabrican con la forma
de las costillas del ala, para garantizar una compatibilidad geométrica y que estos
actúen de la mejor forma sobre el ala.
228
FIGURA 92. PLANOS DE LOS JIGS UTILIZADOS PARA EL ENSAMBLAJE DEL ALA EXTERIOR.
FIGURA 93. PLANOS DE LOS JIGS UTILIZADOS PARA EL ENSAMBLAJE DEL ALA EXTERIOR.
229
Una vez cortados los jigs, estos deben ser instalados y fijados a la mesa de
trabajo, para garantizar que en el proceso de ensamblaje del ala, estos no se
moverán y el ala quedará totalmente derecha y con los mejores terminados. Para
la instalación, ellos llevan un soporte lateral, el cual garantiza que siempre estarán
totalmente perpendiculares a la superficie de trabajo (mesa).
230
FIGURA 94. DISTRIBUCION DE LOS JIGS EN LA MESA DE TRABAJO
231
Los jigs deben estar totalmente alineados para que el ala quede de igual forma
perfectamente alineada.
FIGURA 95. INSTALACIÓN DE LOS JIGS EN LA MESA DE TRABAJO
5.4.6.2 ENSAMBLAJE ALA EXTERIOR.
Teniendo los jigs y todos los componentes de la estructura del ala exterior, se
puede empezar el proceso de ensamblaje, el cual comienza alineando y pegando
las costillas del wing box con los larguerillos previamente construidos, estos
larguerillos además de ayudar en el ensamblaje alineando perfectamente todas las
costillas, sirve como elemento estructural ayudando al esfuerzo por flexión que
debe soportar el ala.
Es importante siempre tener los planos a la mano, para saber el distanciamiento
de las costillas entre sí.
El siguiente paso, es poner la piel del intradós sobre los jigs, para poder alinear y
pegar las costillas sobre esta.
Teniendo la piel en posición, se aplica pegamento epóxico a cada una de las
superficies de las costillas que tendrán contacto con la piel, se usa pegamento
232
epóxico, ya que este tiene buena adherencia con madera y con material
compuesto, que son los materiales de las partes a ensamblar.
FIGURA 96. PEGADO DE LAS COSTILLAS CON LA PIEL DEL INTRADOS Y EXTRADOS DEL ALA EXTERIOR
Ahora, se procede a pegar la viga secundaria, la cual tiene un cap de madera en
su parte inferior, este cap es un cuadrado de balso de 10 mm de espesor, el cual
da mayor adherencia y absorbe esfuerzos por flexión.
FIGURA 97. CAP DE LA VIGA SECUNDARIA DEL ALA EXTERIOR
233
A continuación, se pega la viga principal, la cual también tiene un cap inferior, pero
este a diferencia del anterior, es construido de material compuesto del mismo
espesor que las vigas, por lo cual fue construido en el mismo laminado que las
vigas.
FIGURA 98. CAP DE LA VIGA PRINCIPAL DEL ALA EXTERIOR
Ahora se pegan los otros dos caps que sirven de soporte estructural más que todo
para esfuerzos por tensión. Para pegar estos componentes, se utiliza adhesivo
HYSOL E-40FL que es óptimo para esta tarea por la buena adherencia que da al
pegar piezas de material compuesto. Así tenemos en posición y pegadas las dos
vigas del wing box del ala exterior y los caps.
Teniendo todo el conjunto del wing box pegado, se instalan las costillas del borde
de ataque pero no se pegan aun, estas servirán para alinear de mejor forma el
conjunto y así poder aprisionar la estructura pegada con el jig y esperar que el
pegante haga efecto. Lo anterior garantiza que el pegante hará su efecto, teniendo
234
los componentes lo más alineado posible y con una presión adicional que ayudara
a un mejor pegado.
FIGURA 99. PROCESO DE PEGADO DE LOS COMPONENTES DEL WINGBOX DEL ALA EXTERIOR.
Después de esperar mínimo 24 horas que es el tiempo requerido para que el
pegante tenga un buen curado, se procede a ensamblar el borde de ataque, lo que
comienza por pegar el larguerillo inferior, el cual es de balso de 10 mm de
espesor, ahora se deben alinear y pegar a la piel del intradós las costillas a la
distancia determinada en los planos. Para este proceso se utiliza colbón de
madera por su buena adherencia y por ser más liviano que el pegamento epóxico.
Se recomienda usar cyanoclirato en partes curvas, ya que esta pegante ayuda a
que la lámina de la piel adopte mejor la forma del perfil. Lo siguiente es pegar el
larguerillo superior, el cual es igual al larguerillo inferior y se pega de igual forma.
235
FIGURA 100. PROCESO DE ENSAMBLAJE DEL ALA EXTERIOR
Las costillas del borde de ataque del ala exterior, al igual que las del borde de
ataque del ala central, fueron cortadas en la punta para facilitar la manufactura de
la punta del perfil. Por lo anterior, se utiliza una lámina de balso de 2 mm de
espesor, la cual va adherida a la punta de cada una de las costillas y permitirá
pegar el bloque de balso con el que se hará la punta del perfil.
Teniendo la pared del borde de ataque, se pega el bloque cuadrado de balso, el
cual será pulido hasta darle la forma adecuada con la que completara el perfil.
FIGURA 101. PUNTA DEL BORDE DE ATAQUE DEL ALA EXTERIOR
236
Por último, se ensambla el borde de fuga del ala, lo que permitirá tener el perfil
aerodinámico completo para posteriormente poner la piel del extradós. Este
proceso es muy sencillo y se hace igual que para el ala central. Se ubican y se
alinean las costillas del borde de fuga previamente construidas sobre la piel del
intradós del ala, para pegarlas se usa colon de madera el cual cumple con los
requerimientos de esta parte de la estructura alar.
FIGURA 102. ENSAMBLAJE DEL BORDE DE FUGA DEL ALA EXTERIOR
Para finalizar el proceso de ensamblaje del ala exterior, se pega la piel del
extradós sobre toda la estructura ya alineada sobre la piel del intradós. Es
importante tener en cuenta que la piel del extradós va pegada sobre diferentes
estructuras, construidas en diferentes materiales, por lo cual se utiliza el material
más adecuado para cada material.
Cuando la piel se pega sobre superficies de madera, se usa colbon de madera y
en ocasiones cyanoclirato dependiendo de los requerimientos de la estructura.
Cuando la piel se pega sobre superficies de material compuesto, el pegamento
adecuado es adhesivo epóxico, el cual tiene buena adherencia en los dos
materiales.
Lo último, es dar el tiempo de curado necesario, para asegurarse de que no habrá
desprendimiento de ninguna superficie y se mantendrá la integridad estructural. En
este tiempo de curado, la totalidad del ala estará aprisionada por los jigs, para que
el resultado final sea el ala terminada y recta.
237
5.5 ENSAMBLE TOTAL DEL ALA
Para empezar a hablar sobre el proceso de ensamblaje del ala exterior con el ala
central, es importante mencionar que la estructura alar del Navigator X-02 es
especial y diferente a cualquier otra. Esta varia principalmente, en que por
facilidades de transporte, los diseñadores del Navigator X-02 decidieron que el ala
fuera desmontable.
El ala cuenta con un tubo mencionado anteriormente, que va sujeto a las últimas
costillas del wing box del ala central. Este tuvo permite alinear perfectamente las
dos alas antes de asegurarlas, además actúa como elemento estructural, ya que
transmite las cargas que soporta el ala exterior al ala central, para mantener una
integridad estructural y que al final la estructura del ala central y el ala exterior,
actúen como una sola estructura.
FIGURA 103. TUBO DE SUJECIÓN DE LAS ALAS.
238
El aseguramiento de las dos alas se hace mediante pernos, para ello la viga
principal del ala central tiene un alargamiento que se alinea con la viga principal
del ala exterior y permite dicha sujeción.
Para este proceso, se hace un pre-ensamblaje de las alas, para ver la poción final
de un ala respecto a la otra y poder hacer los orificios por los que pasaran los 4
pernos de sujeción. Una vez ubicada la posición de los huecos se procede a
taladrar y seguidamente a asegurar con pernos.
FIGURA 104. PERNOS DE SUJECIÓN DE LAS VIGAS PRINCIPALES DE LAS DOS ALAS.
Adicionalmente y por último, se debe colocar otro perno de sujeción entre costillas,
es decir un perno que permite el agarre de la última costilla del ala central, con la
primera costilla del ala exterior, esto garantiza una disminución de la vibración de
la estructura alar en vuelo y además la restricción de movimiento de un ala
respecto a la otra en cualquier sentido.
Con lo anterior, se tiene el ala completamente ensamblada y con plena seguridad
de que está completamente sujetada y se asegura la integridad del elemento
239
teniendo ahora una sola ala y no dos componentes como en todo el proceso de
construcción.
FIGURA 105. ENSAMBLAJE FINAL DEL ALA
FIGURA 106. ENSAMBLAJE FINAL DEL ALA
5.6 INSTALACIÓN DE LOS ACTUADORES.
Los actuadores van instalados en el banco de pruebas, el cual tiene unos
larguerillos especialmente diseñados para estos actuadores, los actuadores que
generaran las cargas de sustentacion se encuentran sujetos a dos larguerillos
paralelos ubicados a la distancia requerida por el ala que se va a simular, en el
240
numeral 6.1 (preparación de la prueba en el banco), se hablará de la adaptación
que debió hacerse para las pruebas del ala de esta investigación. Por su parte los
actuadores encargados de generar las fuerzas de drag, están ubicados en otro
larguerillo, de tal forma que generen una fuerza en el borde de ataque del ala.
FIGURA 107. UBICACIÓN DE LOS ACTUADORES EN EL BANCO DE PRUEBAS.
5.7 INSTALACIÓN DE LOS DISPOSITIVOS DE DISTRIBUCIÓN DE CARGA.
Para simular cargas en una estructura alar es necesario utilizar una superficie la
cual distribuya uniformemente la carga, esta superficie debe estar hecha en un
material el cual tenga buenas propiedades de amortiguación y rigidez para que no
se deforme en las puntas; además que este material debe ser fácil de cortar
porque se debe adecuar a las distancias a la las que requiera la envergadura del
ala para que la carga se distribuya en toda la superficie y taladrar para asegurarlo
241
a los tornillos de los actuadores y que al momento de hacer las pruebas no vaya a
haber ningún tipo de movimiento de estas superficies de distribución de carga.
En la figura 109 se muestran estos dispositivos de distribución de carga y su
instalación en el banco de pruebas
242
6 PRUEBAS EXPERIMENTALES
6.1 PREPARACIÓN DE LA PRUEBA EN EL BANCO
Para las pruebas experimentales del ala, se dispone del banco de pruebas X1 de
la Universidad de San Buenaventura37, pero para su utilización, se deberán hacer
unas modificaciones necesarias para la prueba, teniendo en cuenta que la
estructura alar de esta investigación es diferente a la estructura alar para la cual
fue diseñado el banco. A continuación se mencionan las modificaciones que
deben hacerse al banco y se justifica cada una:
- Hacer una mínima redistribución de los actuadores con que se simulan las
cargas debidas a la fuerza de sustentación, ya que por tener un ala
totalmente diferente, la distribución de sustentación y de drag es distinta.
La reubicación de los actuadores está sujeta a la puntualización de las
distribuciones de lift y de drag que se hizo en el numeral 6.2.1.
FIGURA 108. REDISTRIBUCION DE LOS ACTUADORES EN EL BANCO DE PRUEBAS
37
Trabajo de grado "DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UNA ESTRUCTURA ALAR DE AERONAVES NO TRIPULADAS DE ALCANCE MEDIO PARA LA SIMULACIÓN DE CONDICIONES DE VUELO EN UN BANCO DE PRUEBAS ESTRUCTURALES", TÁMARA URZOLA, Sahily, BOLAÑO ROMERO, Camilo, de la UNIVERSIDAD DE SAN BENAVENTURA.
243
- Mover los larguerillos sobre los cuales van sujetos los actuadores que
simulan las cargas de sustentación en el banco de pruebas, ya que la
distancia de la viga principal al borde de ataque del ala de esta
investigación es mayor que la misma distancia en el ala para la cual fue
diseñado el banco, lo cual dejaría la viga principal fuera de posición
impidiendo hacer la prueba.
- Hacer una redistribución de presiones al circuito neumático, para generar
fuerzas de diferente magnitud en los actuadores del banco, fuerzas acorde
a la distribución de sustentación que se va a simular.
El sistema neumático que esta implementado en el banco funciona mediante un
compresor el cual genera aire comprimido que se distribuye fácilmente por
mangueras. Para poder regular la presión del aire proveniente del compresor y a
la cual va a trabajar el sistema se posee un regulador de presión, la presión del
aire mantiene constante la posición de los pistones que generan las cargas en la
estructura alar, el aire que entra al sistema se divide en dos, una parte va a los
actuadores que generan el lift, y la otra parte va a los actuadores que generan el
drag; la parte de aire que va a los actuadores que generan el drag es regulada a
la misma presión para cada uno de los actuadores ya que esta carga es lineal en
todo el borde de ataque del ala; y la presión de la parte de aire que va a los
actuadores que generan el lift es regulada independientemente por un regulador
de presión para cada uno de los actuadores, el primer actuador de lift va a tener
una presión de 118 N siendo la mayor presión generada en el ala, el segundo
actuador va a estar regulado a 91 N y el ultimo actuador a 54 N , este ultimo
actuador es el que va a estar regulado a menos presión ya que la carga sobre la
superficie del ala es elíptica entonces varia de mayor a menor desde la raíz a la
punta.
- Hacer un nuevo empotramiento del ala en el banco, el cual se hará con el
mismo principio que se diseñó, pero acomodándose a la geometría de las
244
vigas principales del ala de esta investigación, para ello se construyeron
ángulos en acero 1020 como se muestra en la FIGURA 42, que fijan el ala
al banco por medio de pernos, los cuales permiten que el ala este recta y
en la posición adecuada para que los actuadores actúen sobre ella.
- Cambiar los dispositivos de distribución de carga por otros que se
acomoden a la geometría del ala de esta investigación.
FIGURA 109. DISPOSITIVOS DE DISTRIBUCIÓN DE CARGAS
Teniendo las modificaciones mencionadas y el banco en las condiciones
requeridas, se debe fijar el ala al banco, como se mencionó antes con unos
ángulos de acero 1020 que van soldados al banco y sujetando el ala por medio de
pernos ver FIGURA 44. Para lo anterior lo más importante es asegurarse de que el
ala quede recta y alineada en los 3 ejes coordenados ver FIGURA 111, para
garantizar que los resultados obtenidos sean acordes a la realidad.
245
Con el ala en posición, se hace el montaje con el cual se van a evidenciar y a
medir las deformaciones sobre el ala ver FIGURA 110, para ello se imprimieron
unas cuadriculas con un interlineado de 5 mm y con las dimensiones necesarias,
especialmente con la envergadura del ala. Estas cuadriculas irán ubicadas a lo
largo del ala, una horizontalmente, para medir las deformaciones debidas a las
cargas de drag y otra verticalmente para medir la deformación debida a las cargas
de sustentación. Es importante tener mucho cuidado en el momento de ubicar
dichas cuadriculas, asegurando que queden paralelas al ala para obtener los
mejores resultados. Para la obtención de los resultados en estas cuadriculas, se
debe marcar la posición del ala antes de hacer la prueba, para que este sea el
punto de referencia con el cual se va a medir la deformación.
FIGURA 110. MONTAJE PARA LAS PRUEBAS EN EL BANCO
Para cada actuador se posee un regulador de presión el cual nos va a variar le
presión de aire que va a cada actuador, cuando se varia esta presión se hace
teniendo en cuenta que cada actuador va a tener una fuerza diferente y cada
246
vástago de cada actuador tiene la capacidad de ser regulado en la distancia que
se requiera para la prueba. Como los resultados de deformación, se van a
evidenciar de forma visual, es importante ubicar cámaras, que permitan tener el
registro de la prueba, tomando fotografías y videos de la deformación que sufrirá
el ala durante la prueba y la deformación final.
Con el montaje listo, se hace la prueba sobre el ala, regulando la presión de cada
actuador con su respectivo regulador de presión, para obtener los resultados que
se mostrarán en el siguiente numeral. Como es una prueba estática y se va a
evaluar la deformación que sufre el ala cuando está sometida a cargas criticas,
solo se puede hacer una prueba, ya que después de la primera prueba el ala va a
haber sufrido una deformación y las propiedades de los materiales y componentes
del ala cambiaran. No es conveniente ni se van a obtener resultados confiables al
hacerle ciclos al ala, ya que no se están haciendo pruebas de fatiga. La prueba
consiste en hacer que los actuadores ejerzan la fuerza sobre el ala, controlados
como se menciono en la explicación del circuito neumático, tienen la mínima
velocidad de salida para tener el control de la prueba en todo momento y para
evitar vibraciones del sistema. La prueba consiste en una sola salida del vástago
de cada actuador, por lo cual no se habla de una frecuencia como tal a la que
funcionaron los actuadores.
Una vez han salido los actuadores y están simulando la distribución de
sustentación y de drag, se mide en las cuadriculas la posición del ala, con lo que
finaliza la prueba. Se desmonta el ela, se retiran las cuadriculas y se evidencian
los resultados en el numeral 7.3.
247
FIGURA 111. ALA EN EL BANCO PARA LAS PRUEBAS
6.2 PREPARACIÓN DE LA SIMULACIÓN EN ANSYS
6.2.1 P UNTUALIZACION DE LAS CARGAS
El proceso de puntualizar la carga es una labor que requiere de una atención
especial, ya que del cálculo de esta se va a saber la posición y magnitud que va a
ser usada en los actuadores, además esta carga asegura que las condiciones
sean reproducidas con la mayor similitud posible a las condiciones reales, otro
punto importante, es que esta carga es la que se usará para simular el ala en
Ansys para confrontar los resultados de la prueba real.
248
Como el número de actuadores disponible para simular las cargas es 3, la
distribución de sustentación se debe dividir en 3 secciones, las cuales se deben
puntualizar en un lugar específico para lograr la mayor similitud a la carga
distribuida; la distribución de las secciones tomadas para realizar este cálculo se
muestran en la Figura 112 y en la Tabla 29.
FIGURA 112.SECCIONES ABARCADAS PARA LA PUNTUALIZACIÓN DE LAS CARGAS.
Tabla 29.INTERVALOS DE LAS DIVISIONES DE AREA.
Sección Intervalo (m) Envergadura Abarcada
(m)
1 0 - 0,8 0,8
2 0,8 - 1,6 0,8
3 1,6 - 2,5 0,9
Como se muestra en la Tabla 29 hay dos divisiones de 0,8m las cuales son las
más cercana a la raíz del ala ya que en estas secciones la carga es mayor y es
necesario tener un espaciado menor para que el actuador pueda distribuir de una
249
forma adecuada la carga, la última división correspondería a la sección final, la
cual tiene menor carga, y por esto tiene un espaciado de 0,9 m, para finalmente
completar 2,5 metros de envergadura desde la raíz a la punta del ala.
Luego de haber creado las divisiones del área total para la puntualización, es
necesario tener en cuenta que la carga ejercida es una carga distribuida la cual en
este caso está disminuyendo con respecto a la envergadura, lo cual hará que el
valor neto de la carga sea menor en cada una de las divisiones que el valor total
de 0 a 2,5m, el otro punto importante es que para obtener el valor de la carga
puntualizada se debe calcular el área bajo la curva de cada una de las divisiones,
valor que será el valor neto de la carga puntualizada para la división respectiva.
Para poder desarrollar los puntos clave de la puntualización y de la posición en
donde se ha de ejercer la carga, se manejaron los Métodos de Integración
Numérica, específicamente el Método del Trapecio. Este método permite realizar
por medio de Excel el cálculo de la Integral Definida de cada una de las áreas
divididas, ya que este método toma en cuenta valores puntuales de la función a
calcular, debido a esto es que se necesita una gran cantidad de valores para
poder tener resultados confiables, así que para este proceso se calculo el valor de
la función de la distribución de sustentación en intervalos de 0,005 m, es decir se
realizo el cálculo de la función para 0, 0.005, 0.01, 0.015 y así hasta llegar a 2.5,
dando un total de 502 valores que se tuvieron en cuenta para este cálculo.
Para poder calcular el área bajo la curva, la cual es el valor de la carga
puntualizada, se utilizó la igualdad en métodos de integración numérica de la
integral definida que se muestra en la Ecuación 29, en esta ecuación se muestra
que la integral definida de una función x entre a y b, va a ser igual a la parte
derecha la cual es el método de integración numérica:
= (
) ( 0 + 2 𝑖 + ( )
)
250
Ecuación 29
Donde es la función a la cual se le va a calcular el área bajo la curva, que en
este caso sería la distribución de sustentación L (Y) que se muestra en la
Ecuación 30.
La parte de se nombrara como “h”, toma en consideración el valor “a” que
es el límite inicial de la división, “b” el límite final de la división, y “n” que es el valor
del número de datos tomados. Cabe aclarar que este dato al realizar el cálculo
para las 3 secciones va a ser igual al intervalo que se ha tomado, así que el valor
de h será igual a 0,005m, el cual es el intervalo entre los valores calculados de la
función.
Es el valor inicial de los datos de cada división.
Este valor es la sumatoria de cada uno de los datos de la función, en los
diferentes intervalos de x de las divisiones respectivas.
Este valor es el último dato de la división de la función.
Ecuación 30
Para poder aplicar la Ecuación 29 debemos tener en cuenta el valor inicial y final
del área a la cual le vamos a calcular la carga puntualizada, es decir que si vamos
a calcular la carga de la sección 1 tendríamos:
(
)
( 0 )
2 𝑖
( )
251
;
Valores que corresponden a y respectivamente para la
división 1, además también se debe tener en cuenta la sumatoria de valores de la
sección a analizar que para el caso de la división 1 tiene unos límites entre 0 y 0,8,
y un valor de =4275,81045; luego de tener estos valores claros solo es
necesario reemplazar en la Ecuación 29 obteniendo los resultados del área bajo la
curva, este proceso se debe repetir para las 3 secciones teniendo en cuenta sus
respectivos límites inferior y superior, este proceso se puede encontrar en el
archivo de Excel del Anexo D en el CD. El valor de la carga puntualizada de cada
sección se puede observar en Tabla 30.
Tabla 30. VALOR CARGAS PUNTUALIZADAS.
Actuador Carga(N)
Carga Actuador
1 105,697962
Carga Actuador
2 93,6730716
Carga Actuador
3 64,6195104
Luego de tener el valor de las cargas, el siguiente paso es calcular el lugar en
donde actúan las cargas, este lugar se encuentra en el centroide de la división de
área correspondiente, es por eso que se utiliza nuevamente el método de
integración numérica aplicado a la ecuación del centroide que se muestra en la
Ecuación 31.
( 0) = 67,2268908N = 63,6919356N
𝑖
252
Ecuación 31
Donde x es el valor tomado para calcular la función, valor el cual se debe
multiplicar por el valor de f(x), y posteriormente hacer la división de las dos
integrales. Este proceso se realizo para las 3 divisiones dando como resultado una
distancia desde la raíz de 48.5 cm, 111cm y 173.5 cm.
Como estas distancias están calculadas desde la raíz del ala debemos tener en
cuenta que en el banco hay 14 cm de más, que fueron dejados intencionalmente
para realizar el empotramiento del ala al banco así que a estas distancias se les
debe sumar 14 cm. Así que el primer actuador se encuentra a 62,5 cm, el segundo
a 125 cm, y el tercero a 187,5 cm de las platinas de sujeción respectivamente.
6.2.2 PREPARACIÓN DEL MONTAJE EN ANSYS
Para la simulación en Ansys, se tiene el ala que fue diseñada en el proyecto de
grado del Navigator X-02, por lo cual solo debe ser importado a Ansys.
Teniendo el ala en Ansys, se deben poner los materiales a cada uno de los
componentes del ala, para que la simulación corresponda a la realidad, para ello
se tienen los datos obtenidos en la caracterización de materiales, lo que da más
confiabilidad a la simulación en Ansys.
Lo siguiente es enmallar el cuerpo que se va a simular, en este caso el ala, este
enmallado depende de los recursos con que se cuente (características del
computador), para este caso se escogió una malla intermedia, que da buenos
resultados y puede ser procesada por el computador con que se contaba para
esta investigación, la FIGURA 114 muestra detalles del enmallado que se usó
para la simulación.
𝑖 = Ẍ =
253
FIGURA 113.ENMALLADO DEL ALA
FIGURA 114. DETALLES DEL ENMALLADO PARA LA SIMULACIÓN
254
FIGURA 115. VISTA DEL ENMALLADO PARA LA SIMULACIÓN
Con el ala enmallada, se procede a hacer el montaje de la simulación, para ello se
ponen soportes fijos en las vigas del ala, con ellos se logra la unión ala fuselaje, lo
cual es muy importante para el desarrollo de esta investigación. Ahora se procede
a poner las fuerzas que representan la distribución de sustentación y de drag.
FIGURA 116. FUERZAS APLICADAS EN EL ALA.
255
Teniendo todo lo anterior, se hace la simulación para hacer el análisis de
resultados, el cual se verá en el siguiente numeral.
256
7 PRESENTACIÓN Y ANALISIS DE RESULTADOS
7.2 RESULTADOS DE LA SIMULACIÓN DE ANSYS.
Dentro de todos los resultados que puede arrojar Ansys, se optó por analizar
principalmente la deformación, ya que esta será comparada con la deformación
que se obtenga en la prueba con el banco. De igual forma se analizó el factor de
seguridad, ya que es un factor clave en aviación y finalmente dirá si el ala resiste
las cargas a las que es sometido en una fase de vuelo determinada.
7.2.1 DEFORMACION TOTAL
FIGURA 117. DEFORMACIÓN TOTAL DEL ALA.
Como se ve en la FIGURA 117, el ala sufre su deformacion maxima en la punta,
donde se tiene un valor maximo de aproximadamente 6 centimetros, lo cual quiere
decir que el ala tiene una buena integridad estructural y consecuentemente una
buena resistencia a esfuerzos de tension, compresion y torsion, teniendo en
257
cuenta que 6 centimetros es un valor normal para un ala de estas dimenciones. Se
ve tambien que las vigas principales, tienen una muy buena resistencia, viendo
que tienen una deformacion casi nula. Como era de esperarse, el wing box del ala
central, que es el elemento estructural mas importante de toda el ala y esta
diseñado con la mejor configuracion de materiales, sufre deformaciones minimas a
comparacion del wing box del ala exterior y en general el resto del ala. Los
componentes del ala que estan construidos en balso, tienen tambien una buena
resistencia y no representan un posible peligro de falla, lo que se debe a un buen
diseño estructural, que disminuye el peso con respecto a otros materiales y
soporta adecuadamente los esfuerzos para los que estan diseñados.
Mas adelante se hará una comparación entre este resultado y el resultado que se
obtenga en el banco de pruebas para tener una mayor aproximacion al
comportamiento del ala en vuelo.
7.2.2 FACTOR DE SEGURIDAD
En la FIGURA 118, se puede ver el comportamiento del ala en cuanto a factor de
seguridad, como se dijo antes, este es un dato muy importante sobre todo en el
medio aeronáutico, ya que proporciona información sobre qué tan confiable es una
aeronave o un componente de una aeronave.
FIGURA 118. FACTOR DE SEGURIDAD.
258
La imagen muestra que el ala tiene un comportamiento totalmente adecuado y
confiable, ya que como se puede ver la mayor parte del ala está en azul, el cual
corresponde a factores de seguridad entre 10 y 15 lo que es muy confiable en
términos aeronáuticos. Se ven los puntos más críticos en algunas partes de la
unión de la viga principal con el banco de pruebas, lo que es normal por el hecho
de ser en esta parte donde se transmite la carga al fuselaje de la aeronave, sin
embargo se puede ver también que los valores mínimos de factor de seguridad
siguen siendo muy buenos aun en estas partes críticas, teniendo factores de
seguridad dentro del rango de 5-10. Se ve algunos puntos donde el factor de
seguridad es más bajo que en el resto del ala, estos puntos corresponden a la
unión de las dos alas, ya que como se sabe el ala no es de una sola pieza sino
que es la unión de dos componentes. Aunque el diseño de esta unión es
apropiado y resiste muy bien las cargas, es entendible que allí se presente una
deformación diferente con un factor de seguridad menor, teniendo en cuenta que
este punto transmite las cargas del ala exterior al ala central para después ser
transmitidas al fuselaje de la aeronave.
259
7.3 RESULTADOS SIMULACIÓN EN EL BANCO
FIGURA 119. CUADRICULA PARA MEDIR LA DEFORMACIÓN DEBIDO A LA CARGA DE DRAG
(INTERLINADO DE CUADRICULA DE 5MM)
La imagen muestra la cuadricula con la cual se midió la deformación debida a la
carga de drag. Se puede ver que realmente esta deformación no es significativa,
siendo casi 0 en la raíz (FIGURA 120) del ala y 1 centímetro en la punta del ala
(FIGURA 121), lo cual comparado con la envergadura y cuerda del perfil es casi
imperceptible, por lo cual se sigue concluyendo que el diseño, los materiales y el
proceso de construcción hicieron que el ala sea estructuralmente muy resistente y
confiable. Se ve que para factores de carga máximos, como los cuales soporto
esta ala según la distribución de sustentación y drag calculados previamente, la
estructura se comporta de acuerdo a lo que se quería cuando se diseñó.
260
FIGURA 120. DEFORMACION EN LA RAIZ DEL ALA DEBIDA A LA CARGA DE DRAG.
(INTERLINADO DE CUADRICULA DE 5MM)
FIGURA 121. DEFORMACION EN LA PUNTA DEL ALA DEBIDA A LA CARGA DE DRAG.
(INTERLINADO DE CUADRICULA DE 5MM)
261
Por el contrario que con la deformación debida a la carga de drag, la deformación
debida a la carga de sustentación si es considerable, ya que como se ve en la
FIGURA 122, el ala sufre una deformación de unos 8 centímetros. Sin embargo
esta deformación es una deformación normal teniendo en cuenta que el ala fue
sometida a una distribución de lift calculada con el factor de carga máximo para
este tipo de aeronaves. También se ve que esta deformación máxima está en la
punta del ala y en el resto del ala es mucho más baja, siendo muy cercana a 2
centímetros en la raíz (FIGURA 127), donde el ala tiene su mejor resistencia
estructural.
FIGURA 122. DEFORMACIÓN EN LA PUNTA DEL ALA DEBIDA A LA CARGA DE
SUSTENTACIÓN (INTERLINADO DE CUADRICULA DE 5MM)
262
FIGURA 123. DEFORMACIÒN EN LA RAIZ DEL ALA DEBIDA A LA CARGA DE SUSTENTACIÒN
(INTERLINADO DE CUADRICULA DE 5MM)
FIGURA 124. DEFORMACIÓN A LO LARGO DEL ALA DEBIDA A LA CARGA DE
SUSTENTACIÓN (INTERLINADO DE CUADRICULA DE 5MM)
7.4 COMPARACIÓN DE LOS RESULTADOS DE LAS DOS SIMULACIONES
Como resultado final de esta investigación, en cuanto al análisis de cargas, se
demuestra que los métodos de construcción del ala fueron acordes a lo diseñado
en el trabajo de grado del Navigator X-02, lo anterior basándose en la poca
diferencia de los resultados obtenidos entre la simulación en ansys y la simulación
263
en el banco de pruebas. La diferencia en la deformación en la punta del ala debida
al lift ( que es la deformación que visualmente se nota más) obtenida en el banco
de pruebas y la deformación obtenida en ansys es de menos de 2 centímetros
teniendo en cuenta que la deformación en Ansys fue de aproximadamente 6 cms y
la deformación en la prueba del banco fue 8 cms, que en comparación con las
dimensiones del ala son admisibles. Lo anterior permite obtener datos un poco
más confiables, siendo más importantes los datos obtenidos en el banco de
pruebas. La simulación en ansys representa más una comprobación de los
resultados obtenidos en la simulación en el banco de pruebas. En cuanto a la
diferencia de deformaciones en la punta del ala entre la simulación en ansys y la
simulación en el banco es mucho más pequeña, ya que en ansys se tiene una
deformación en la punta del ala de 5 mm y en la prueba en el banco de 1 cm.
264
8 CONCLUSIONES
Se siguió todo el proceso de construcción del ala, respetando el diseño y los
materiales del Navigator X-02, obteniendo resultados muy satisfactorios, por la
homogeneidad del ala construida en esta investigación con el ala del Navigator X-
02.
Es muy importante seguir un proceso y una secuencia lógica cuando se hacen
estructuras de este tipo, ya que de esto depende que los resultados obtenidos
correspondan al diseño y el componente construido sea funcional.
La resina epóxica a pesar de tener un módulo de elasticidad mayor que el de la
resina poliéster, tiene menor resistencia a esfuerzos de tensión.
Se pudo observar que la fibra de carbono tiene la mejor resistencia a esfuerzos de
tensión y la fibra de vidrio la menor resistencia dentro de los tejidos utilizados en
esta investigación, teniendo como punto intermedio la combinación de los dos
tipos de fibra, la cual es adecuada cuando no se resisten cargas muy altas.
La cercanía entre los resultados obtenidos en la prueba en el banco y en ansys,
permite saber que efectivamente el porcentaje de error debido a las variaciones de
condiciones atmosféricas en el momento de hacer la caracterización y en los
procesos de construir las piezas con que se fabricó el ala, fue bajo y cercano a lo
que se calculó en numerales anteriores.
Las propiedades de los materiales que se obtuvieron en la caracterización y que
fueron usadas en la simulación en ansys, son realmente las propiedades de los
materiales que se usaron en la construcción del ala, esto se evidencia en la
similaridad del comportamiento que tuvo el ala en las dos simulaciones (banco de
pruebas y ansys).
265
El diseño, configuración, y materiales usados para la construcción del ala del
Navigator X-02, garantizan que la estructura alar resistirá cargas críticas en
condiciones extremas de vuelo, manteniendo su integridad y dando una
confiabilidad a la aeronave.
A pesar del diseño que se hizo al ala para facilitar el transporte de la aeronave (ala
desmontable), el ala se mantiene como una sola pieza y se comporta de la misma
forma después de ser ensamblada y estar soportando las cargas de vuelo de la
aeronave.
El factor de seguridad obtenido en las pruebas de ansys y los resultados de
deformación de las dos pruebas, permiten asegurar que el comportamiento del ala
en vuelo es muy confiable y que las características aerodinámicas del ala no se
verán seriamente afectadas por la deformación del ala.
La grafica de factor de seguridad dada por ansys, permite concluir que el tubo y
los pernos de sujeción implementados en la unión de las dos alas, transmiten
adecuadamente las cargas del ala exterior al ala central con ayuda de las vigas de
los dos wing box, sirviendo no solo para asegurar las dos alas, sino siendo
también elementos estructurales.
La carga generada por el drag en el ala de la aeronave, genera una mínima
deformación, por lo cual se puede decir que con las características de esta ala y
sus materiales, la carga de drag es casi despreciable.
266
9 RECOMENDACIONES
9.2 CARACTERIZACIÓN DE MATERIALES.
- Es de gran importancia, para futuros trabajos de caracterización de
materiales compuestos en la Universidad de San Buenaventura, que se
disponga de un laboratorio que brinde todas las características necesarias
para este tipo de trabajo, es decir un lugar en el que haya dispositivos que
aíslen sus condiciones atmosféricas de las condiciones atmosféricas del
exterior, manteniendo constante la temperatura y porcentaje de humedad
relativa, con lo cual se elimina el porcentaje de error que estuvo presente
en esta investigación debido a dichas variaciones.
- Los tejidos de fibra son muy susceptibles a deteriorarse cuando están
almacenados, por ellos es recomendable comprar el material y utilizarlo lo
más pronto posible, para evitar que sufra alteraciones en sus propiedades.
- Se debe tener mucho cuidado en el momento de cortar los tejidos, para que
no se desprendan las fibras que lo conforman y después de cortados,
utilizarlos lo más pronto posible en el laminado que se va a construir.
- Cuando está almacenado el tejido de fibra, es recomendable poner una
cinta de enmascarar en las puntas, lo que evita que se desprendan los hilos
de la fibra causándole daño al tejido.
- Se recomienda usar tapabocas y guantes en el momento de hacer
laminados, ya que las fibras de carbono, vidrio y las resinas usadas en esta
investigación son toxicas y pueden causar daño a la piel.
9.3 PROCESO DE CONSTRUCCIÓN USANDO MATERIALES COMPUESTOS
- Al igual que para la caracterización, es de gran importancia tener un lugar
de trabajo en el que se aíslen las condiciones atmosféricas, para tener una
temperatura y humedad relativa constante, lo cual es indispensable para el
267
curado de la pieza o laminado, y que este tenga las propiedades físicas
deseadas.
- Para la construcción de la viga secundaria del wing box del ala central,
aunque en el trabajo de grado del Navigator no se hizo así y en este
tampoco por ser consecuentes con los procesos de fabricación, es
necesario hacer el proceso de vacío para que la viga quede con la forma
exacta del molde, con los ángulos rectos de la forma de “C” que tiene la
viga, dándole la geometría con que fue diseñada y eliminando posibles
concentradores de esfuerzos que se pueden presentar al no tener dichos
ángulos.
- Como recomendación para el grupo que diseño y construyo el Navigator X-
02, se facilita la manufactura y se obtiene un mejor elemento estructural,
haciendo las vigas del wing box en una sola pieza y no en varias piezas que
después deben ser pegadas. Al hacer las piezas de las vigas en “C” por
separado, se deben hacer más cortes del laminado de donde se sacan, se
debe utilizar pegamento epóxico para pegarlas lo cual aumenta los gastos,
y se debe ensamblar por partes, lo que implica más tiempo de trabajo y
menos eficiencia al trabajar.
- Se recomienda para futuros trabajos de diseño de aeronaves o
componentes, implementar pernos y remaches teniendo en cuenta lo que
se encuentra en el mercado, utilizando las unidades de medición
estándares del mercado, para que en el momento de construir sea más fácil
encontrar lo que se requiere.
9.4 PRUEBAS ESTRUCTURALES DEL ALA.
- Para futuras pruebas de estructuras alares, es recomendable diseñar otro
tipo de prueba, para hacer la prueba con dos métodos diferentes a Ansys y
268
poder confrontarlos para dar un comportamiento y resistencia estructural
definitivo de cualquier ala.
- Para futuras pruebas, se recomienda usar al menos dos sistemas de
medición de deformación, para poder confrontarlos y obtener datos más
confiables. Se recomienda el uso de galgas extensiometricas, las cuales
dan datos muy confiables pero su único punto en contra es el costo.
- Para mayor precisión de los datos obtenidos para las cargas de drag, debe
diseñarse un sistema móvil, que permita el movimiento del eje sobre el cual
se encuentran los actuadores que generan las cargas de drag, ya que
cuando se aplican las cargas de sustentación el ala se mueve de su punto
inicial y es necesario que los actuadores de drag acompañen este
movimiento.
- Diseñar un banco de pruebas que se pueda graduar y acomodar fácilmente
a diferentes geometrías de alas, haciendo posible realizar pruebas con
diferentes alas de diferentes perfiles, envergaduras y hasta con ángulo de
diedro o incidencia.
269
10 BIBLIOGRAFÍA.
ABBOTT, Ira, H. Theory of Wing Sections, Including a Summary of Airfoil Data.
New York, United States: Second edition. Dover Publications Inc. 1959.
ALLEN, David H. Introduction to Aerospace Structural Analysis. Canada: John
Wiley & Sons, Inc., 1985.
ANDERSON, John D, Aircraft Performance and Design. United States: Tercera
edición. Editorial Mac. Graw Hill.
ASTM Destination: D 3039/D 3039M – 95a Standard test methods for tensile
properties of polymer matrix composite materials.
Automatización Industrial-Dpto. de Ingeniería Electrónica de sistemas informáticos
AGENTES DESMOLDANTES: Son sustancias que se aplican previo al proceso
de construcción de un laminado, para que después de curada la pieza, pueda ser
separada del molde.
BAHIAS: Espacio existente entre las costillas del ala.
BENDING (flexión): Deformación elástica que sufre un componente estructural, al
curvarse como consecuencia de la aplicación de una fuerza perpendicular a su
eje.
COSTILLA: Elemento que contribuye transmitir cargas concentradas.
CURADO: Es el resultado final de la unión, tanto química como mecánica entre la
resina y la fibra.
DRAG: Resistencia al avance de la aeronave.
FACTOR DE CARGA: Relación existente entre la carga promedio y la carga
máxima dadas las condiciones de operación.
FIBRA DE CARBONO: Es un material compuesto que está formado
principalmente por carbono. Este material tiene propiedades mecánicas similares
al acero y es tan ligera como la madera o el plástico. Sus propiedades principales
son elevada resistencia mecánica, con un módulo de elasticidad elevado,
baja densidad, en comparación con otros elementos como por ejemplo el acero,
Gran capacidad de aislamiento térmico, entre otros.
FIBRA DE VIDRIO: Es un material fibroso de fácil manejo y bajo precio. Este
material es obtenido al hacer filtrar vidrio fundido a través de una pieza de
agujeros muy finos y al solidificarse tiene suficiente flexibilidad para ser usado
como fibra, moldeándose fácilmente a cualquier tipo de superficie. Sus principales
273
propiedades son buen aislamiento térmico, inerte ante ácidos, soporta altas
temperaturas.
JIG: Elementos formadores como es el caso de los jigs, los cuales tienen la forma
de las partes específicas del la pieza a fabricarse, y que sirven para poder juntar,
presionar y mantener la forma de las piezas usadas en la fabricaciónLIFT:
Sustentación de la aeronave.
MOLDEO POR CONTACTO: Proceso de manufactura que consiste en la
impregnación manual de la fibra por medio de elementos como rodillos y brochas.
RESINA EPOXICA: Este tipo de resina tiene excelentes propiedades mecánicas,
buena adhesión y es muy usada para estructuras
RESINA POLIÉSTER: Este tipo de resina es usada cuando se necesita una resina
de baja viscosidad, bajo costo, fácil.
SPAR CAPS: Son elementos estructurales que se encuentran unidos al web de
las vigas y están encargados de soportar esfuerzos normales.
PLAIN WEAVE: Es conocido en el español como tejido sencillo el cual hace
referencia a los tipos de tejido que se utilizan en la fibra de carbono.
PROCESO DE VACÍO: Con esta técnica, el objeto que debe ser curado es
colocado en una bolsa y el aire es retirado por el uso de una fuente de vació.
SPAR CAPS: Son elementos estructurales que se encuentran unidos al web de
las vigas y están encargados de soportar esfuerzos normales.
STRINGER: Componente de refuerzo estructural, que se ubica a lo largo de la
envergadura del ala o a lo largo del fuselaje.
VIGAS PRINCIPALES: Elementos estructurales primarios, que soportan los
máximos esfuerzos
274
WING BOX: Es un tipo de configuración estructural empleada comúnmente en las
alas de las aeronaves; está compuesta de webs, spar caps, skin, y stringers,
formando una sección cerrada.
275
12 NOMENCLATURA
A: Área.
Abruta=área bruta
Aneta=área neta
ΔP: Cambio de carga axial en una distancia d en dirección de Y.
b: Envergadura
Cr: Cuerda del perfil aerodinámico de la raíz del ala.
Ct: Cuerda del perfil aerodinámico en la punta del ala.
d=0,25, que es la distancia entre la estación 0 y la estación 25038
d=diámetro del perno
FF: fuerza producida por el peso del fuselaje.
Fr: Fuerza resultante distribuida de las cargas que actúan sobre el ala alrededor
del perfil aerodinámico.
FTB: Fuerza producida por el Tail Boom
FTH: Fuerza producida por el estabilizador horizontal.
fu= tensión de rotura del acero de la chapa
Nu,R= resistencia ultima de la sección neta
L: Fuerza de sustentación total de la superficie alar.
38
Trabajo de grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”, de DOUSDEBES LLOREDA, Camilo, GALINDO MEDINA, Daniel Andrés, GIRALDO QUICENO, Andrés Felipe, PEDRO LUIS JIMÉNEZ SOLER, NEGRETE GUTIÉRREZ, Jabib Elías, RAMÍREZ SÁNCHEZ, Nicolás, RODRÍGUEZ ALVAREZCORREA, Wilson, ROJAS CARRILLO, Juan Javier, ZERRATO GAMBOA Cesar, de la UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA
276
M: Momento
n: Factor de carga
n=para pernos de cortadura simple es=1
P: Peso total del ala.
p=distancia entre el centro de perno y perno en la altura
q0 : Flujo cortante
σc: Esfuerzo por compresión
σt: Esfuerzo por tensión
s=distancia entre el centro de perno y perno en la longitud
t=espesor de la platina
w, es la carga distribuida en la estación del ala considerada.
W: Peso de la Aeronave
: Centro de masa del ala
: Centro de presiones
Y, es la distancia a la que está la cada estación con respecto a la raíz del ala.