ANALISIS DE LA UNION DE SEMI-ALA CON SHARKLET DE LA ...
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INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONAL ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERÍA MECÁNICA Y ELÉCTRICA UNIDAD TICOMÁN "ANALISIS DE LA UNION DE SEMI-ALA CON SHARKLET DE LA AERONAVE AIRBUS A-320-200". TESINA QUE PARA OBTENER EL TÍTULO DE: INGENIERO EN AERONÁUTICA PRESENTAN: FERNANDEZ HERRERA ERIC OMAR SALCEDO PATIÑO CRISTIAN ASESOR: ING. MATÍAS DOMÍNGUEZ ADELAIDO IDELFONSO MÉXICO, D.F. 2014
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INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONAL
ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERÍA
MECÁNICA Y ELÉCTRICA
UNIDAD TICOMÁN
"ANALISIS DE LA UNION DE SEMI-ALA CON SHARKLET DE LA
AERONAVE AIRBUS A-320-200".
TESINAQUE PARA OBTENER EL TÍTULO DE:
INGENIERO EN AERONÁUTICA
PRESENTAN:
FERNANDEZ HERRERA ERIC OMAR
SALCEDO PATIÑO CRISTIAN
ASESOR:
ING. MATÍAS DOMÍNGUEZ ADELAIDO IDELFONSO
MÉXICO, D.F. 2014
INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONAL ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERÍA MECÁNICA Y ELÉCTRICA
UNIDAD TICOMÁN
QUE PARA OBTENER EL TÍTULO DE: INGENIERO EN AERONÁUTICA SEMINARIO POR LA OPCIÓN DE TITULACIÓN:
DEBERÁN PRESENTAR: LOS CC. PASANTES: FERNÁNDEZ HERRERA ERIC 0MAR SALCEDO PATIÑO CRISTIAN
"ANÁLISIS DE LA UNION DE SEMI-ALA CON SHARKLET DE LA
AERONAVE AIRBUS A-320-200"
CAPÍTULO 1 CAPÍTULO 11 CAPÍTULO III
CAPÍTULO IV
INTRODUCCIÓN
COMPOSICIÓN DEL SHARKLET
MODELADO DEL SHARKLET CON EMPOTRE EN PUNTA DE
SEMI-ALA
ANÁLISIS DE ESFUERZOS MEDIANTE SOFTWARE CAE
México, DF., a 27 de enero de 2014.
l. P. N. ESCUElA SUPERIOR DE
tNGEN~RIA MEc.AHICA Y El.tCTRICA UNIOAD TICOMAN
DIRECC I Ó N
INDICE
PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA 1
HIPOTESIS 1
OBJETIVOS GENERAL 1
OBJETIVOS ESPECIFICOS 1
PREGUNTAS DE INVESTIGACION 1
JUSTIFICACION 2
ALCANCE 2
CAPITULO I INTRODUCCION
I.I – Vigas 5
I.II – Esfuerzos Flexionantes. 10
I.III –Esfuerzos Cortantes 18
I.V – Antecedentes 26
CAPITULO II COMPOSICION DE SHARKLET
II.I – Estructura del Sharklet. 35
II.II – Composición Externa de Sharklet. 36
II.III – Rendimiento de Sharklet en aeronaves A-320. 38
II.IV – Eficiencia del Sharklet en aeronaves A320 39
CAPITULO III MODELADO DEL SHARKLET CON EMPOTRE EN PUNTA DE
SEMI-ALA.
III.I Solidworks 41
III.II Diseño de perfil 43
III.III Diseño de semi-ala 45
III.IV Modelado de sharklet 48
III.V Ensamble de Sharklet con punta de semi-ala. 50
CAPITULO IV ANALISIS DE ESFUERZOS MEDIANTE SOFTWARE CAE.
IV.I Modulo de análisis de solidworks 52
IV.II Envolvente de vuelo. 52
IV.III Cálculo de carga. 64
IV.IV Ejecución de análisis en CAE. 65
IV.V Margen de seguridad. 68
IV.VI Conclusiones 70
IV.VII Recomendaciones 71
Bibliografía 72
1
PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA
¿Cuál será el esfuerzo máximo permisible para la unión de un sharklet con la
semi-ala de la aeronave Airbus a-320-200?
HIPOTESIS
Los esfuerzos en la unión de una semi-ala de una aeronave son muy
importantes para conocer si ocurre alguna falla.
OBJETIVO GENERAL.
Analizar el esfuerzo máximo permisible en la unión del sharklet con la semi-ala
de la aeronave Airbus a-320-200
OBJETIVOS ESPECIFICOS
- Calcular las cargas aplicadas a la semi-ala.
- Calcular los esfuerzos en la unión
- Determinar el margen de seguridad
PREGUNTAS DE INVESTIGACION
¿Cuál será el esfuerzo máximo que resiste la unión del sharklet con la semi-
ala?
¿A partir de que de carga aplicada en la unión del sharklet con la semi-ala
empieza a sufrir una deformación?
¿Cuál es la carga máxima permisible para el acoplamiento en la union con la
semi-ala?
2
JUSTIFICACION
En los últimos años se ha observado un gran crecimiento en el estudio de
diferentes geometrías en la punta de ala con el fin de incrementar el coeficiente
de levantamiento y reducir el arrastre en las aeronaves esto con el fin de
mejorar el aprovechamiento del combustible así como también el ahorro del
mismo.
A finales del siglo pasado se experimentó con diversos tipos de geometrías
entre ellas la más destacada es el winglet a partir de la implementación de esta
estructura surgieron algunas variaciones las cuales se fueron descubrieron al
pasar de los años únicamente con el fin de aumentar la eficiencia de la
aeronave en vuelo, reducir costos de operación así como también mejorar el
performance de la aeronave.
La estructura que se analizara en este trabajo es la unión del sharklet con la
semi-ala la cual está basada en la aleta de un tiburón blanco, esta estructura
en los últimos años se encuentra entre la más empleada por los fabricantes de
aeronaves siendo por el momento la mejor estructura para la aviación
comercial.
De tal manera que el presente tema ayudara al estudio y actualización de datos
de las estructuras aeronáuticas para tener un conocimiento actualizado y
amplio ya que en México no se tiene mucho conocimiento del mismo, sin duda
este tema es de gran interés para las actuales y futuras compañías que surgen
en este país.
ALCANCE.
Con el presente trabajo se tiene por finalidad el análisis de la unión del sharklet
con la semi-ala, por medio del modelado en un programa CAD analizar los
resultados obtenidos por el software.
Determinar cuál es el esfuerzo máximo de la unión así como también se
determinara con que fuerzas la estructura comienza a sufrir una deformación.
3
Solo se realizara un análisis estático de las vigas que unen el Sharklet con la
semi-ala.
4
5
I.I VIGAS
Los elementos estructurales suelen clasificarse de acuerdo con los tipos de
carga que soportan. Por ejemplo, una columna, soporta fuerzas con sus
vectores dirigidos a lo largo del eje de la barra y un eje (barra en torsión),
soporta pares de torsión que tiene sus vectores dirigidos a lo largo del eje.
DEFINICIONES DE VIGAS
Una viga es un elemento estructural, sometido a cargas laterales, es decir,
fuerzas y momentos que tienen sus vectores perpendiculares al eje del
elemento estructural.
Figura 1.1 Deformación en vigas
TIPOS DE APOYO Y REACCIONES
Las vigas se describen por la manera en que están apoyadas. Es indispensable
conocer los tipos de apoyo de una viga, ya que de esta manera se pueden
determinar las reacciones presentes en los apoyos. Los tres tipos de apoyos
básicos se muestran a continuación.
6
APOYO DE RODILLO
Apoyo de rodillo restringe a la estructura contra los desplazamientos verticales,
pero permite desplazamientos horizontales y rotaciones o giros. En estos
apoyos se desarrolla una reacción vertical Ry, pero la reacción horizontal Rx y
el momento Mz, son nulos.
(a) (b)
Figura 1.2 Apoyo de rodillo
APOYO SIMPLE
El apoyo articulado restringe desplazamientos horizontales y verticales, pero
permite la rotación. Existen por lo tanto dos reacciones de apoyo, Rx y Ry. El
momento Mz es nulo.
Figura 1.3 Apoyo simple
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APOYO EMPOTRADO
El apoyo empotrado (apoyo fijo) restringe los tres movimientos que pueden
ocurrir, es decir restringe los desplazamientos horizontales, los
desplazamientos verticales y la rotación. En estos apoyos se desarrollan tres
reacciones, las cuales son Rx, Ry y Mz.
Figura 1.4 Apoyo fijo
Los casos mostrados anteriormente, representan apoyos de estructuras
contenidas en un plano, o sea, estructuras bidimensionales. Muchas
estructuras reales pueden idealizarse o representarse en forma bidimensional,
aunque en la realidad sea tridimensional. Estos suele hacerse por facilidad de
análisis. Además, los resultados obtenidos en un análisis bidimensional no
difieren mucho de los de un análisis tridimensional. Sin embargo, en algunos
casos es conveniente realizar el análisis estructural considerando el
comportamiento en tres dimensiones. En este caso debe observarse que en un
apoyo existen seis posibles desplazamientos (tres lineales y tres rotaciones).
Por lo tanto, también existirían seis posibles reacciones en el apoyo,
.Las tres primeras restringen los posibles
desplazamientos lineales y las otras tres, las posibles rotaciones. Nótese que
las reacciones restringe la rotación del elemento estructural en un plano
paralelo a su sección transversal, ocasionando una torsión en el elemento.
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FUERZAS CORTANTES Y MOMENTOS FLEXIONANTES
La determinación de las fuerzas cortantes y los momentos flexionantes en
vigas es un proceso esencial en el diseño de cualquier estructura. Por lo
general, no solo se necesita conocer los valores máximos de estas cantidades,
sino la manera en la que verían a lo largo del eje de la vaga. Una vez que se
conocen las fuerzas cortantes y los momentos flexionantes, se pueden
determinar esfuerzos, deformaciones unitarias y deflexiones.
Para ilustrar como se determinan estas cantidades, considerando la viga en
voladizo AB (figura 1.5a) cargada por una fuerza p en su extremo libre.
Cortamos a través de la viga una sección transversal mn ubicada a una
distancia x del extremo libre y aislamos la parte izquierda de la viga como un
diagrama de cuerpo libre (figura 1.5b). El diagrama de cuerpo libre se mantiene
en equilibrio por la fuerza P y los esfuerzos que actúan sobre la sección
transversal cortada. Estos esfuerzos representan la acción de la parte derecha
de la viga sobre la parte izquierda. En este punto de nuestro análisis no
conocemos la distribución de esfuerzos que actúan sobre la sección
transversal, todo lo que sabemos es que la resultante de dichos esfuerzos debe
mantener en el equilibrio del cuerpo.
Figura 1.5 Determinación de Fuerzas Cortantes y momento flexionante.
De la estática sabemos que la resultante de los esfuerzos que actúan sobre la
9
sección transversal se puede reducir a una fuerza cortante V y a un momento
flexionante M (figura 1.5b) como la carga P es transversal al eje de la viga, no
existe fuerza axial en la sección transversal. Tanto la fuerza cortante como el
momento flexionante actúan en el pleno de la viga, es decir, el vector para la
fuerza cortante se encuentran en el plano de la figura y el vector para el
momento es perpendicular al plano de la figura.
Las fuerzas cortantes y los momentos flexionantes, al igual que las fuerzas
axiales en barras y los pares de torsión en ejes, son las resultantes de
esfuerzos distribuidos sobre la sección transversal. Por lo que a estas
cantidades se les conoce colectivamente como resultante.
Las resultantes de esfuerzo en vigas estáticamente indeterminadas se pueden
calcular con ecuaciones de equilibrio. En el caso de la viga en voladizo de la
figura 1.5a, utilizaremos el diagrama de cuerpo libre de la figura 1.5b. Sumando
fuerzas en la dirección vertical y también tomando momentos con respecto a la
sección cortada, obtenemos:
P-V=0
P=V
M-Px=0
M=PX
Donde x es la distancia desde el extremo libre de la viga hasta la sección
donde se va a determinar V y M. Así, utilizando un diagrama de cuerpo libre y
dos ecuaciones de equilibrio, podemos calcular la fuerza cortante y el momento
flexionante sin dificultad.
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I.II ESFUERZOS FLEXIONANTES
Considerando el área seccionada como subdividida en pequeñas áreas, tal
como el área sombreada de ΔA. Al reducir ΔA a un tamaño cada vez más
pequeño debemos hacer dos hipótesis respecto a las propiedades de material.
Consideremos que el material es continuo, esto es, que consiste en una
distribución uniforme de materiales que no contiene huecos, en vez de estar
compuestos de un número finito de moléculas o átomos distintos. Además, el
material debe ser cohesivo, es decir, que todas sus partes están unidas entre
sí, en vez de tener fracturas, grietas o separaciones.
Una fuerza típica pero muy pequeña ΔF, actuando sobre su área asociada ΔA,
se muestra en la. Esta fuerza como toda la otra, tendrá una dirección única,
pero para el análisis que sigue la reemplazaremos por sus tres componentes,
ΔFx, ΔFy y ΔFz, que se toman tangentes y normales al área, respectivamente.
Cuando el área ΔA tiende a cero, igualmente tiende a cero la fuerza ΔF y sus
componentes, sin embargo, el cociente de la fuerza y el área tendrán en
general a un límite finito. Este cociente se llama esfuerzo y describe la
intensidad de la fuerza interna sobre un plano específico (área) que pasa por
un punto.
ESFUERZO NORMAL
La intensidad de fuerza o fuerza por área unitaria, actuando normalmente a ΔA
se define como el esfuerzo normal σ (sigma). Como ΔFz es normal al área,
entonces:
(1-1)
.
ESFUERZO CORTANTE
La intensidad de fuerza o fuerza por área unitaria, actuando tangente a ΔA se
define como el esfuerzo cortante (tau). Aquí tenemos los componentes de
esfuerzos cortantes:
11
(1-2)
(1-3)
El subíndice z en se usa para indicar la dirección de la línea normal que
especifica la orientación del área (Figura 1.7). Para los componentes de
esfuerzos cortantes, y se usan dos subíndices. El subíndice z
especifica el eje de orientación del área, mientras que los subíndices x y y se
refiere a los ejes coordenados en cuya dirección actúan los esfuerzos cortantes
Figura 1.7 Esfuerzos cortantes
ESFUERZOS NORMALES EN VIGAS
En una viga en flexión pura, debido a que los elementos longitudinales están
sometidos solo a tensión o compresión, podemos utilizar el diagrama esfuerzo-
deformación unitaria del material para determinarlos esfuerzos a partir de las
deformaciones unitarias. Los esfuerzos actúan sobre toda la sección
transversal de la viga y varían en intensidad. La variación en intensidad
depende de la forma del diagrama esfuerzo-deformación unitaria y de las
detenciones de la sección transversal. Como la dirección x es longitudinal,
empleamos el símbolo para denotar estos esfuerzos.
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La relación esfuerzo deformación unitaria más común encontrada en la
ingeniería es la ecuación para un material linealmente elástico. Para esos
materiales la ley de Hooke para esfuerzos uniaxial. ( ) Se expresa
como:
(1-4)
Dónde:
E= Módulo de elasticidad
K= Curvatura
Y= Distancia desde la superficie neutra
Esta ecuación demuestra que los esfuerzos normales que actúan sobre la
sección transversal varían linealmente con la distancia y desde la superficie
neutra. Esta distribución del esfuerzo se representa en la Figura 1.8 para el
caso en que el momento flexionante M es positivo y la viga se reflexiona con
una curvatura positiva.
Figura 1.8 Momento Flexionante
Muestra la distribución de esfuerzos normales y (b) sección de la viga que
muestra el eje como eje neutro Esfuerzos normales en una viga de material
linealmente elástico
Cuando la curvatura es positiva, los esfuerzos son negativos (compresión)
13
arriba de la superficie neutra y positiva (tensión) debajo de ella. En la figura 1.8
los esfuerzos de compresión se indican por flechas que apuntan hacia le
sección transversal y los esfuerzos de tensión se indican por flechas que
apuntan contrarias a la sección transversal.
Para que la ecuación 1-4 sea de valor practico, debemos ubicar el origen de las
coordenadas de manera que podamos determinar la distancia y. en otras
palabras, debemos localizar el eje neutro de la sección transversal. También
necesitamos obtener una relación entre la curvatura y el momento flexionante
de modo que podamos sustituir en la ecuación 1-4 que relacione los esfuerzos
con el momento flexionante. Estos dos objetivos se pueden lograr
determinando la resultante de los esfuerzos que actúan sobre la sección
transversal.
En general, la resultante de los esfuerzos normales consiste de dos resultantes
de esfuerzo. (1) Una fuerza que actúa en la dirección xy y (2) para reflexionante
que actúa alrededor del eje z. sin embargo, podemos escribir las ecuaciones
siguientes de la estática: (1) la fuerza resultante en la dirección x es igual a
cero y (2) el momento resultante es igual al momento flexionante M. la primera
ecuación proporciona la ubicación del eje neutro y la segunda ecuación denota
la relación momento-curvatura.
EJE NEUTRO
Para obtener la primera ecuación de la estática, consideramos un elemento de
área en la sección transversal figura 1.8b.
El elemento está ubicado a una distancia y desde el eje neutro. Por lo tanto, el
esfuerzo que actúa sobre el elemento está dado por la ecuación 1-4. La
fuerza que actúa sobre el elemento es igual a y es de compresión
cuando es positiva. Como no hay una fuerza que actué sobre la sección
transversal, la integral de sobre el area de toda la sección transversal
debe desaparecer, por lo tanto, la primera ecuación (1-5) de la estática es:
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(1-5)
Como la curvatura y el modulo de elasticidad son constantes diferentes de
cero en cualquier sección transversal de una viga flexionada, no intervienen en
la integración sobre el área de la sección transversal. Por lo tanto, podemos
omitirlos en la ecuación (1-5) y obtenemos:
(1-6)
Esta ecuación 1-6 establece que el primer momento del área de la sección
transversal, evaluando con respecto al eje , es cero. En otras palabras, el eje
debe pasar por el centroide de la sección transversal.
Como el eje también es el eje neutro, hemos llegado a la siguiente conclusión
importante: el eje neutro pasa por el centroide del área de la sección
transversal cuando el material obedece a la ley de Hooke y no hay una fuerza
axial que actué sobre la sección transversal. Esta observación hace
relativamente simple determinar la posición del eje neutro.
RELACION DE MOMENTO-CURVATURA
La segunda ecuación 1-6 de la estática expresa el hecho de que el momento
resultante de los esfuerzos normales que actúan sobre la sección
transversal es igual al momento flexionante . El elemento de fuerza que
actua sobre el elemento de area lo hace en la dirección positiva del eje
cuando es positivo y en la dirección negativa cuando es negativo. Como
el elemento figura 1.8b está ubicado arriba del eje neutro, un esfuerzo
positivo que actúa sobre ese elemento de momento igual a . Este
elemento de momento actúa en sentido opuesto al momento flexionante
positivo que se muestra en la figura 1.8a. Por tanto, el momento elemental
es:
(1-7)
15
La integral de todos estos momentos elementales sobre toda el área de la
sección transversal debe ser igual al momento flexionante:
(1-8)
Al sustituir en la ecuación:
(1-9)
Esta ecuación relaciona la curvatura de la viga con el momento flexionante .
En virtud de que la integral en la ecuación anterior es una propiedad del área
de la sección transversal, es conveniente rescribir la ecuación como sigue:
(1-10)
Teniendo en cuanta:
(1-11)
Esta integral es el momento de inercia del área de la sección transversal con
respecto al eje (respecto al eje neutro). Los momentos de inercia siempre son
positivos y tienen dimensiones de longitud a la cuarta potencia.
Ahora se puede reacomodar la ecuación para expresar la curvatura en
términos del momento flexionante en la viga:
(1-12)
Conocida como la ecuación momento-curva, la ecuación muestra que la
curvatura es directamente proporcional al momento flexionante e
inversamente a la cantidad , que se denomina rigidez a la flexión de la viga.
La rigidez a la flexión en una medida de la resistencia de una viga a la flexion,
es decir, entre mayor sea la rigidez, menor será la curvatura para un momento
flexionante dado.
En la Figura 1.9 observamos que un momento flexionante positivo produce
una curvatura positiva y un momento flexionante negativo produce una
curvatura negativa.
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Figura 1.9 Momento Flexionante
FORMULA DE LA FLEXION
Ahora que hemos ubicado el eje neutro y deducido la relación momento-curva
podemos determinar los esfuerzos en términos del momento flexionante. Al
sustituir la expresión para la curva ecuación tal 1-13 en la expresión para el
esfuerzo obtenemos:
(1-13)
Esta ecuación, llamada formula de la flexión, indica que los esfuerzos son
directamente proporcionales al momento flexionante e inversamente
proporcional al momento de inercia de la sección transversal. Además los
esfuerzos varían linealmente con la distancia y desde el eje neutro. Los
esfuerzos calculados con la fórmula de la flexión se denominan esfuerzos
deflexión o esfuerzos flexionales.
Si el momento flexionante en la viga es positivo, los esfuerzos de flexión son
positivos (tensión) sobre la parte de la sección transversal donde es negativa,
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es decir, sobre la parte inferior de la viga. Los esfuerzos en la parte superior de
la viga serán negativos (compresión). Si el momento flexionante es negativo,
los esfuerzos se invertirán.
ESFUERZOS MAXIMOS EN SECCIONES TRANSVERSALES
Los esfuerzos flexionante de tensión y compresión máximas que actúan que
actúan en cualquier sección transversal dada ocurren en los puntos más
alejados de eje neutro. Denotemos con y las distancias desde el eje
neutro hasta los elementos extremos en las dirección positivas y negativas
respectivamente
(1-10)
(1-11)
Figura 1.10 Esfuerzos de compresión y tensión.
18
I.III ESFUERZOS CORTANTES
Considere una viga con sección transversal rectangular (ancho b y altura h)
sometida una fuerza cortante positiva V. Es razonable suponer que los
esfuerzos cortantes que actúan sobre la sección transversal son paralelos a
la fuerza cortante, es decir, paralelos a los lados verticales de la sección
transversal. También cabe suponer que los esfuerzos cortantes están
distribuidos uniformemente a través del ancho de la viga, aunque pueden variar
sobre la altura. Con estas dos suposiciones podemos determinar la intensidad
del esfuerzo cortante en cualquier punto sobre la sección transversal.
Para fines de análisis, aislamos un elemento pequeño de la viga cortando
entre dos secciones transversales adyacentes y entre dos planos horizontales.
De acuerdo con nuestras suposiciones, los esfuerzos cortantes t que actúan
sobre la cara anterior de este elemento son verticales y están distribuidos de
manera uniforme de un lado de la viga al otro. Además, del análisis sobre
esfuerzos cortantes en la, sabemos que los que actúan sobre un lado de un
elemento van acompañados por esfuerzos cortantes con igual magnitud que
actúan sobre las caras perpendiculares del elemento (figura 1.11). Por tanto,
hay esfuerzos cortantes horizontales que actúan entre capas horizontales de la
viga así como esfuerzos cortantes verticales que actúan sobre las secciones
transversales. En cualquier punto en la viga estos esfuerzos cortantes
complementarios tienen magnitudes iguales.
19
Figura 1.11 Esfuerzo cortante vertical y horizontal
La igualdad de los esfuerzos cortantes horizontales y verticales que actúan
sobre un elemento conduce a una conclusión importante con respecto a los
esfuerzos cortantes en la parte superior e inferior de la viga. Si imaginamos que
el elemento mn (figura 1.11a) está ubicado en la parte superior o bien en la
inferior, vemos que los esfuerzos cortantes horizontales deben ser cero, debido
a que no hay esfuerzos sobre las superficies exteriores de la viga. Entonces se
deduce que los esfuerzos cortantes verticales también deben ser cero en estas
ubicaciones; en otras palabras, t = 0 donde y = ±h/2.
La existencia de esfuerzos cortantes horizontales en una viga se puede
demostrar mediante un experimento simple, coloque dos vigas rectangulares
20
idénticas sobre apoyos simples y sométalas a una fuerza P, como se muestra
en la figura 1.11a. Si la fricción entre las vigas es pequeña, éstas se flexionarán
de manera independiente (figura 1.11b). Cada una de ellas estará en
compresión arriba de su propio eje neutro y en tensión debajo de éste, y por
tanto la superficie inferior de la viga superior se deslizará con respecto a la
superficie superior de la viga inferior.
DEDUCCIÓN DE LA FÓRMULA DEL ESFUERZO CORTANTE
Ahora estamos en condiciones de deducir una fórmula para los esfuerzos
cortantes t en una viga rectangular. Sin embargo, en vez de evaluar los
esfuerzos cortantes verticales que actúan sobre una sección transversal, es
más fácil determinar los esfuerzos cortantes horizontales entre capas de la
viga. Por supuesto, los esfuerzos cortantes verticales tienen las mismas
magnitudes que los esfuerzos cortantes horizontales. Con este procedimiento
en mente, consideremos una viga en flexión no uniforme (figura 1.12a).
Tomamos dos secciones transversales adyacentes , separadas una
distancia dx y consideramos el elemento . El momento flexionante y la
fuerza cortante que actúan sobre la cara izquierda de este elemento se
denotan M y V, respectivamente. Como el momento flexionante y la fuerza
cortante pueden cambiar conforme nos movemos a lo largo del eje de la viga,
las cantidades correspondientes sobre la cara derecha (figura 1.12a) se
denotan M + dM y V + dV
21
.
(c) (d)
Figura 1.12 Esfuerzos cortantes en secciones transversales rectangulares
Debido a la presencia de los momentos flexionantes y de las fuerzas cortantes,
el elemento que se muestra en la figura 1.12a está sometido a esfuerzos
normales y cortantes sobre las dos caras de la sección transversal.
Sin embargo, en la siguiente deducción sólo se necesitan los esfuerzos
normales y por tanto en la figura 1.12b sólo se muestran éstos. Sobre las
secciones transversales los esfuerzos normales son,
respectivamente:
(1-12)
(1-13)
En estas expresiones y es la distancia desde el eje neutro e I es el momento de
inercia del área de la sección transversal con respecto al eje neutro.
22
A continuación aislamos un subelemento pasando un plano horizontal
por el elemento (figura 1.12b). El plano está a una distancia
y1 de la superficie neutra de la viga. El subelemento se muestra por separado
en la figura 1.12c. Observamos que su cara superior es parte de la superficie
superior de la viga y, por tanto, está libre de esfuerzos. Su cara inferior (que es
paralela a la superficie neutra y se halla a una distancia de ésta) está
sometida al esfuerzo cortante horizontal que existe en este nivel en la viga.
Sus caras transversales están sometidas a los esfuerzos de flexión
, respectivamente, producidos por los momentos flexionantes. También
actúan esfuerzos cortantes verticales sobre las caras transversales; sin
embargo, dichos esfuerzos no afectan el equilibrio del subelemento en la
dirección horizontal (la dirección x), por lo que no se muestran en la figura
1.12c.
Si los momentos flexionantes en las secciones transversales (figura
1.12b) son iguales (es decir, si la viga está en flexión pura), los esfuerzos
normales s1 y s2 que actúan sobre los lados del subelemento (figura
1.12c) también serán iguales. En estas condiciones el subelemento estará en
equilibrio ante la acción sólo de los esfuerzos normales y, por tanto, los
esfuerzos cortantes que actúan sobre la cara inferior desaparecerán. Esta
conclusión es obvia ya que una viga en flexión pura no tiene fuerza cortante y
tampoco esfuerzos cortantes.
Si los momentos flexionantes varían a lo largo del eje x (flexión no uniforme)
podemos determinar el esfuerzo cortante que actúa sobre la cara inferior del
subelemento (figura 1.12c) al considerar el equilibrio del subelemento en la
dirección x.
Iniciamos identificando un elemento de área en la sección transversal a una
distancia y del eje neutro (figura 1.12d). La fuerza que actúa sobre este
elemento es , en donde s es el esfuerzo normal obtenido con la fórmula de
la flexión. Si el elemento de área está ubicado en la cara izquierda mp del
23
subelemento (donde el momento flexionante es M), el esfuerzo normal está
dado por la ecuación (*) y, por tanto, el elemento de fuerza es:
(1-14)
Observe que estamos empleando sólo valores absolutos en esta ecuación
debido a que las direcciones de los esfuerzos son obvias en la figura. La suma
de estos elementos de fuerza sobre el área de la cara del subelemento
(figura 1.12c) da la fuerza horizontal total que actúa sobre esa cara:
(1-15)
Observe que esta integración se realiza sobre el área de la parte sombreada de
la sección transversal que se muestra en la figura 1.12d, es decir, sobre el área
de la sección transversal desde hasta y = h/2.
La fuerza se muestra en la figura 1.13 en un diagrama parcial de cuerpo
libre del subelemento (las fuerzas verticales se omitieron).
De manera similar, determinamos que la fuerza que actúa sobre la cara
derecha del subelemento (figura 1.13) es:
(1-16)
24
Figura 1.13 Diagrama de cuerpo libre que muestra las fuerzas
Al conocer las fuerzas , ahora podemos determinar la fuerza horizontal
que actúa sobre la cara inferior del subelemento.
Como el subelemento está en equilibrio, podemos sumar fuerzas en la
dirección y obtener:
(1-17)
Las cantidades e I en el último término se pueden mover fuera del signo de
integración ya que son constantes en cualquier sección transversal dada y no
se implican en la integración. Por tanto, la expresión para la fuerza se
convierte en:
(1-18)
25
Si el esfuerzo cortante t está distribuido uniformemente a través del acho de
la viga, la fuerza también es igual a la expresión siguiente:
(1-19)
En donde es el área de la cara inferior del subelemento.
Al combinar las ecuaciones (1-23) y (1-24) y despejar el esfuerzo cortante
obtenemos:
(1-20)
La cantidad es igual a la fuerza cortante V, y por tanto la expresión
anterior se transforma en:
(1-21)
La integral en esta expresión se evalúa sobre la parte sombreada de la sección
transversal, como ya se explicó. Por tanto, la integral es el momento estático
del área sombreada con respecto al eje neutro (el eje z).En otras palabras, la
integral es el momento estático del área de la arriba del nivel en el cual se
está evaluando el esfuerzo cortante . Este momento estático usualmente se
denota con el símbolo Q:
(1-22)
Con esta notación, la ecuación para el esfuerzo cortante se convierte en:
(1-23)
Esta ecuación, conocida como fórmula del cortante, puede utilizarse para
determinar el esfuerzo cortante en cualquier punto en la sección transversal
de una viga rectangular. Observe que para una sección transversal específica,
26
la fuerza cortante V, el momento de inercia y el ancho son constantes. Sin
embargo, el momento estático Q (y de aquí el esfuerzo cortante ) varían con la
distancia y1 desde el eje neutro.
I.IV Antecedentes.
Hoy en día se aprecian diferentes tipos de diseños de los fabricantes para
mejorar la eficiencia de sus aeronaves, estás buscan ser día a día menos
dañinas con el medio ambiente así como también proporcionar un mayor
alcance a la aeronave mejor rendimiento de motor en general mejor
rendimiento de la aeronave.
Los winglets son extensiones verticales de los extremos del ala que mejoran la
eficiencia de combustible de un avión y el rango de crucero. Diseñado como
pequeñas superficies de sustentación, winglets reducen la resistencia
aerodinámica asociada a los vórtices que se desarrollan en las puntas de las
alas cuando el avión se mueve a través del aire. Al reducir la fricción del
extremo del ala, el consumo de combustible se reduce.
El concepto de winglets se originó con una aerodinámica británica a finales de
1800, pero la idea se quedó en la mesa de dibujo hasta que reavivó a principios
de 1970 por el Dr. Richard Whitcomb cuando el precio del combustible de
aviación comenzó en una espiral ascendente.
Whitcomb, un ingeniero aeronáutico del Centro de Investigación Langley de la
NASA, refinó el concepto de aleta con ensayos en túnel de viento y los estudios
por computadora.
Entonces predijo que los aviones con winglets da una mayor eficiencia de
crucero de entre 6 % y 9 %. Un programa de pruebas de vuelo en el Centro de
Investigación de Vuelo Dryden de la NASA en 1979-80 valido la investigación
de Whitcomb cuando el avión de prueba - una versión militar del avión de
pasajeros de Boeing 707 - registró un aumento en la tasa de consumo de
combustible de 6.5%.
27
Beneficios de las puntas de ala.
Desde la década de 1970, cuando el precio del combustible comenzó a elevar
su costo, las líneas aéreas y fabricantes de aeronaves han estudiado muchas
maneras de mejorar la eficiencia operativa de sus aviones. Winglets se han
convertido en una de las tecnologías FuelSaving más visibles de la industria y
su uso sigue expandiéndose.
Las aletas aumentan la eficiencia de funcionamiento de una aeronave mediante
la reducción de lo que se llama la resistencia inducida en las puntas de las
alas. Ala de una aeronave está conformada para generar presión negativa en la
superficie superior y la presión positiva en la superficie inferior como la
aeronave se mueve hacia adelante. Esta presión desigual crea una
sustentación a través de la superficie superior y la aeronave es capaz de salir
de la tierra y la presión, sin embargo, también hace que el aire en cada punta
de ala a lo largo hacia el exterior a lo largo de la superficie inferior, alrededor de
la punta, y hacia el interior a lo largo de la superficie superior produciendo un
torbellino de aire llamado vórtice de punta de ala. El efecto de estos vórtices se
incrementa la fricción y la reducción de la elevación que resulta en una menor
eficiencia de los vuelos y los mayores costos de los combustibles.
Winglets, son perfiles aerodinámicos que funcionan igual que un barco de vela
en ceñida viradas, producen un empuje hacia adelante dentro del campo de la
circulación de los vórtices y reducir su fuerza. Vórtices más débiles significan
menos resistencia en las puntas de las alas y de elevación se restaura. Mejora
de la eficiencia del ala se traduce en una mayor carga útil, menor consumo de
combustible, y una gama de crucero ya que puede permitir a una compañía
aérea para ampliar las rutas y destinos.
Para producir la mayor cantidad de empuje hacia adelante como sea posible,
de perfil aerodinámico de la aleta se ha diseñado con la misma atención que la
superficie de sustentación de las propias alas
.
Las mejoras de rendimiento generado por aletas, sin embargo, dependen de
28
factores tales como el diseño básico de la aeronave, la eficiencia del motor e
Incluso el tiempo en que una aeronave está operando.
Las formas y tamaños de aletas, y los ángulos en los que están montados con
respecto a las alas principales, difieren entre los muchos tipos y tamaños de
aviones producidos, pero todos ellos representan la mejora de la eficiencia. A lo
largo de la industria de la aviación, los winglets son responsables de aumento
de las tasas de kilometraje hasta en un 7 %.
Los fabricantes de aeronaves con complemento winglets han informado
también de la mejora de las velocidades de crucero, las tasas de tiempo hasta
el ascenso y las altitudes de operación más altas.
El uso de winglets en toda la industria de la aviación en los EE.UU. y en el
extranjero está en constante crecimiento. Los winglets ahora no da el poder de
aumentar el número de aeronaves volando sobre las crestas de las montañas y
de acantilados junto al mar.
Corporativa Learjet diseño el primer avión comercial para utilizar winglets.
Ahora, varias décadas después, los winglets son incorporados en los diseños
de muchos otros aviones de negocios, tales como Gulfstream y el Global
Express: un nuevo avión construido por la empresa matriz de Lear, Bombardier.
Fue equipado con winglets para aviones de negocios existentes también es un
mercado de rápido crecimiento dentro de la industria de la aviación.
Los winglets son ahora bastante comunes en grandes aviones comerciales.
El primer gran avión de pasajeros para llevar a la innovación en el aire fue el
MD-11, originalmente diseñado y construido por McDonnell -Douglas y que
formo parte de la familia aeroespacial Boeing. Otras aeronaves Boeing
operadas con winglets son el 747-400, también está ofreciendo opciones
Winglets sobre nuevos modelos avanzados de la serie 737 de los aviones de
pasajeros.
29
El más destacado operador extranjero de winglets son los numerosos modelos
de la serie 300 de los aviones diseñados y construidos por Airbus Industries. El
A3XX Airbus un enorme intercontinental avión de pasajeros de dos pisos
actualmente en desarrollo, también utilizará la tecnología de aleta.
Los primeros homebuilts con winglets en el mercado de la aviación general
fueron los modelos Vari- Eze y Largo Eze diseñado por Burt Rutan, pionero en
innovaciones en el diseño de aeronave. Ahora, la mayoría de las aeronaves de
construcción casera que sale de tiendas, garajes y hangares alrededor de las
aletas de visualización mundo de diferentes formas y tamaños.
Durante 1979/1983 un par de aviones de pruebas dirigido por control remoto
llamado HiMAT, Tecnología Aviones altamente maniobrable, fue trasladado en
avión a Dryden para estudiar diseño y construcción de combate tecnologías de
alto rendimiento. Cada uno de los vehículos de la subescala había Winglets
que generaron los datos de un programa que ha ayudado en el desarrollo de
muchos militares, comerciales y de aviones de negocios.
Whitcomb había estudiado el concepto aleta original desarrollado por
aerodinámica británico FW Lancaster a finales de 1800. Concepto patentado de
Lancaster, dijo una superficie vertical en el extremo del ala sería reducir la
resistencia. Whitcomb tomó ese concepto un paso más allá, haciendo que la
superficie vertical de un perfil aerodinámico refinado que reduce la resistencia
al interactuar con la circulación del flujo de aire del extremo del ala y el vórtice.
Estudios en Langley también incluyen pruebas de un modelo DC- 10 en un
túnel de viento que mostraron que los winglets sobre el modelo reduce la
fricción global en un 5% en comparación con el modelo sin los dispositivos.
Estas pruebas fueron seguidas de un estudio de ingeniería de un Boeing 747
con winglets, y una predicción de que resultaría una reducción de la resistencia
al 4%. Estas conclusiones positivas, junto con el trabajo de Whitcomb, llevaron
a la Fuerza Aérea de EE.UU. para considerar la posible instalación de winglets
en KC -135 y aviones de transporte C -141.
30
El programa de pruebas de vuelo aleta reunió a la NASA , la Fuerza Aérea de
los EE.UU., y Boeing , que se inició el esfuerzo con los estudios de
configuración y trabajo por contrato para el diseño y la fabricación de los
artículos de prueba que miden 9 metros de altura y 6 metros a través de en la
base . Se realizaron estudios de túnel de viento en Langley donde los
investigadores probaron los modelos de aleta a varias velocidades de aire y
también en una variedad de configuraciones de flaps y alerones para validar el
trabajo de diseño. Resultados del túnel del viento predijeron una reducción de
la resistencia del 6% en el avión de prueba aleta - equipada.
La Fuerza Aérea de EE.UU. proporcionó el avión de prueba KC -135. Fue
entregado a Dryden a finales de 1977 para la instalación de sensores y
registradores que obtener datos en vuelo de rendimiento. Los winglets y los
paneles de las alas exteriores modificados de la aeronave de prueba llegaron a
Dryden de Boeing en mayo de 1979, la creación de una instalación y período
de pago y envío que llegó a su clímax con el primer vuelo de prueba del
programa el 24 de julio de 1979. Durante el programa de prueba 48 - vuelo, las
aletas - diseñadas con una superficie de sustentación de propósito general que
mantenido igual desde la raíz hasta la punta - podría ser ajustado para siete
ángulos de incidencia significativa y diferente para dar a los investigadores una
visión amplia de su desempeño en una variedad de condiciones de vuelo.
Las principales áreas de estudio durante el programa eran cargas
aerodinámicas en los alerones, la distribución de la presión del aire sobre sus
superficies; cómo afectaron la estabilidad y el control de la aeronave de prueba;
susceptibilidad a sacudidas y el aleteo, y reducción de la resistencia.
Las condiciones de vuelo en el que se obtuvo de datos de prueba incluyen una
velocidad de crucero de alrededor de 500 mph a altitudes de entre 30.000 y
35.000 pies, empujar y tirar en marcha maniobras; resbalamientos o derrapes
estado de equilibrio con la nariz izquierda y derecha; vueltas aceleradas y los
bancos; y elevador, timón y alerones raps para establecer las condiciones de
aleteo y zarandeo.
31
Resultados de la prueba de cerca a las predicciones, originales de Whitcomb y
datos producidos en los estudios en túnel de viento de prevuelo: winglets en el
avión de prueba KC -135 aumentaron su tasa de consumo de combustible en
un 6,5 % - mejor que el 6 % proyectado por los estudios en túnel de viento.
Los resultados positivos del programa de prueba conjunta de la NASA y la
Fuerza Aérea - Boeing no se limitan a informes en papel. Los resultados se
pueden ver en las alas de los aviones volando hacia y desde los aeropuertos
de todo el mundo.
I.VIII Modelos precedentes al Sharklet.
Al pasar de los años se han diseñado varios tipos de componentes de punta de
ala tales como el Winglet (Figura 1.14) el cual data del año 1976 diseñado por
el Dr. Richard Whitcomb, está fue la primera punta de ala diseñada para altas
velocidades se encontró que al colocar una aleta con punta hacia arriba daba
mejor resultado que una aleta con punta hacia abajo.
Figura 1.14 Winglet
32
Otro tipo de superficie de superficie de punta de ala es el Blended Winglet
(Figura 1.15) el cual fue diseñado por el Dr. Louis B. Gratzer en el año de 1944
el cual se asemeja a un winglet normal con la diferencia de que su angulo de
flechado está limitado a un 65° y con una sección de curva en la punta de la
misma, este es más utilizado por el fabricante Boeing en la producción de sus
aeronaves.
Figura 1.15 Blended Winglet
La superficie de punta Wintip fence (Figura 1.16) diseñada por Jeffrey A. Jupp
en al año de 1986 posee un mayor angulo de flechado este nos provee de un
mejor distribución de flujo con vorticidad, este es una combinación entre los
primeros diseños del winglet combinando un menor alargamiento pero hacia
ambos sentidos tanto positivo como negativo, el wintip fence fue utilizado por el
fabricante Airbus en su familia A318/A319/A320 para aumentar la eficiencia de
la aeronave.
33
Figura 1.16 Wintip
Despues del surgimiento de wintip fence esté dio paso al diseño de los
Sharklet´s (Figura 1.17) implementados por el fabricante Airbus en la serie de
aeronaves A320, diseñado por Korean Air Aerospace el cual nos da un mejor
rendimiento en la aeronave aumenta la eficiencia y reduce el consumo de
combustible siendo de esta manera menos dañina para el medio ambiente.
Figura 1.17 Sharklet
34
35
II.I – Estructura del Sharklet.
Sharklet tiene una geometría simple desde la vista isométrica, pero en su
detallado diseño se convierte en una geometría de gran detalle a nivel diseño
pues continua con un flechado en a la punta de semi-ala para proporcionarnos
el rendimiento correcto para mejorar el nivel de eficiencia tanto en la operación
como en rendimiento de la aeronave, sharklet es hoy en dia la revolución
tecnológica para mejorar el rendimiento de las aeronaves a nivel de
operacional, basándose en el último perfil del ala (Figura 2.1) y empotrado en el
mismo para así aumentar el techo de servicio de la aeronave y la eficiencia
operacional, reduciendo el consumo de combustible y dando un ahorro
consirable para la aeronave.
Figura 2.1 Perfil del Sharklet
De esta manera la composición del sharklet se encuentra relacionada al perfil
final del ala y al perfil de la última costilla dándonos un flechado adecuado
(Figura 2.2) para la estructura secundaria pero de basta importancia para la
aeronave.
Figura 2.2 Sharklet
36
II.II – Composición Externa de Sharklet.
Los materiales compuestos están constituidos por dos elementos estructurales:
fibras y material aglomerante. El material aglomerante se llama “matriz” y las
fibras están entretejidas en esa matriz. Las fibras poseen una alta resistencia
empleándose materiales como el boro o el carbono; la matriz suele ser
plástica (resinas, poliésteres) aunque en ocasiones es metálica para soportar
altas temperaturas (en turbo-rreactores y naves espaciales). La estructura del
material está constituida por capas. En cada capa las fibras se encuentran
aglomeradas en la matriz y presentan una misma disposi-ción. El material es la
suma de las capas que se asemeja a un músculo humano o a un “sándwich”.
La orientación de las fibras no es arbitraria, sino que viene definida por el
esfuerzo o cargas a las que se va a ver sometido el material. Así la resistencia
mecánica del material vendrá dada por la dirección de las fibras o el tejido que
forman. Podemos encontrarnos estructuras de composites que aguanten mejor
cargas perpendiculares que otras estructuras ideadas, por ejemplo, para
cargas longitudinales, etc...
Las propiedades mecánicas de estos materiales son notablemente superiores a
las aleaciones ligeras. Sin embargo, resultan ser más frágiles que éstos, aun
usando fibras de carbono y boro, siendo su reparación compleja. Por esta
razón no es aplicable por ley a las alas y el fuselaje, ya que son estructuras
primarias y de gran importancia. En cuanto a la matriz, las resinas “epoxi” son
las que presentan una mejor adhesión de las fibras, aunque su uso está
prohibido en las cabinas, ya que genera demasiado humo al quemarse.
En su 100% la composición de piel del sharklet se encuentra compuesta de
material compuesto el cual es fibra de carbono el cual tienes propiedades
mecánicas (figura 2.3) tal que aumenta la resistencia en la piel de la estructura
y no le afecta de manera operacional.
37
Figura 2.3 Tipos de fibra utilizada en piel
Propiedad Símbolo Valor
Modulo de elasticidad E Modulo de corte G
Relación de poisson 0.33 Densidad
Esfuerzo permisible 400 Mpa
Figura 2.4 Propiedades del aluminio 2024 T3
La fibra de carbono se incluye en el grupo de los materiales compuestos, es
decir, aquellos que están hechos a partir de la unión de dos o más
componentes, que dan lugar a uno nuevo con propiedades y cualidades
superiores, que no son alcanzables por cada uno de los componentes de
manera independiente.
En el caso particular de la fibra de carbono, básicamente se combina un tejido
de hilos de carbono (refuerzo), el cual aporta flexibilidad y resistencia, con una
resina termoestable (matriz), comúnmente de tipo epoxi, que se solidifica
gracias a un agente endurecedor y actúa uniendo las fibras, protegiéndolas y
transfiriendo la carga por todo el material; por su parte el agente de curado
ayuda a convertir la resina en un plástico duro.
38
II.III – Rendimiento de Sharklet en aeronaves A-320.
Ya que esta estructura secundaria es ligera para la semi-ala y de igual manera
para la aeronave no representa un nivel de peso excedente lo cual en lugar de
afectar la aeronavegabilidad en rendimiento lo aumenta como lo podemos
observar en la gráfica (Figura 2.5).
Figura 2.5 Rendimiento de combustible
Así mismo la tecnología sharklet nos da un mayor techo de servicio el cual lo
podemos observar en la gráfica (figura 2.6), en la cual podemos observar el
aumento de techo de servicio aumentado a 2000ft.
Figura 2.6 Rendimiento de aeronaves a diferente altitud.
Aeronave con Sharklet
Aeronave sin Sharklet
39
II.IV Eficiencia del Sharklet en aeronaves A320.
El incorporamiento de los Sharklet en las Aeronaves A320 arroja las siguientes
mejoras:
1.-Disminución del consumo de combustible en comparación con aviones A320
equipados con wing tip. Sharklet se traduce en un ahorro de combustible cerca
de 4% en las rutas de vuelo de mayor distancia. Esta reducción resulta en una
mayor carga útil y/o un intervalo más largo
2. Mejora del rendimiento en pendientes de ascenso y la trayectoria de vuelo
de despegue, esto se traducen en un decremento en el peso de despegue
cuando los obstáculos o el segundo segmento limitan el peso de despegue real
(ATOW). El incremento ATOW resulta en un aumento de la carga útil ya que en
la fase de despegue tiene un aumento empuje. Para los procedimientos de
despegue y ascenso en las trayectorias de los aviones A320 equipados con
Sharklet son más altos que los de los aviones A320 equipados con wing tip.
Sharklet trae beneficios en capacidad de ascenso comparado con aviones
A320 equipados con win tip. Incluso si la pérdida de gradiente durante el
despegue es mayor, con los Sharklet la pendiente de ascenso absoluto de las
aeronaves equipadas con Sharklet sigue siendo mejor que wing tip.
3. Mejora en el enfoque en ruta y trayectoria de aterrizaje. En función de las
limitaciones de rutas y aeropuertos, estas mejoras dan lugar a una mejor
operación.
40
41
III.I Solidworks
Figura 3.1 Solidworks
El modelado de la semi-ala con el sharklet se desarrolló en dos piezas
diferentes. La primera será la semi-ala y posteriormente se diseñara el
sharklet.
Comenzaremos abriendo Solidworks (figura 3.2), nos vamos al menú de
nuevo archivo
Figura 3.2 Menú inicial de solidworks
NUEVO
ARCHIVO
42
Le damos clic en documento nuevo, nos votara una ventana (Figura 3.3),
seleccionaremos Pieza para proceder a crear la semi-ala.
Figura 3.3 Nuevo documento en Solidworks
Procedemos al diseño del modelo de la semi-ala para ello primero para el
modelado de la semi-ala es necesario conocer tipo de perfil que se necesita el
cual exportamos lo puntos al software para crear los puntos y líneas, para esto
debemos entrar en la interfaz en operaciones después en la pestaña Curvas y
seleccionar Curvas por XYZ nos proporcionara una venta y buscar nuestro
archivo (figura 3.3) .txt del perfil antes.
NUEVA PIEZA
43
Figura 3.3 Puntos de perfil en .txt
III.II Diseño de perfil
Se tomaron como referencia los puntos de perfil NACA 2412 de la aeronave B-
737 como se puede observar en la tabla (Figura 3.4), se elaboró todo el diseño
en software CAD Solidworks, en el cual trabajamos en la vista lateral creando
un plano que es paralelo al plano de referencia, se mandaron a llamar los
puntos los cuales fueron guardados en extencion.txt pues el software solo
reconoce puntos en esa extensión se procedió a escalar el perfil (figura 3.5), el
problema que se encontró al intentar extruir el perfil para crear la semi-ala es
que el perfil no cerro en la parte del borde de salida, al no cerrar el perfil se
procedió a cerrar el mismo y modelar la semi-ala.
44
Figura 3.4 Puntos de perfil
Figura 3.5 Perfil creado en Solidworks
45
III.III Diseño de semi-ala
Después de tener el perfil modelado se procedió al modelado de la semi-ala
copiando el perfil modelado a una distancia 16300 mm y reducir el perfil con
una divergencia de 0.5% para la creación de las costillas inicial y final
consecutivamente se procedió a recubrir la semi-ala (Figura 3.6a).
Figura 3.6a Ala con todas las cotas unidades en mm.
Figura 3.6b Vigas con cotas en mm.
Una vez que se tiene el diseño de la semi-ala recubierto con piel (figura 3.7)
procedimos a la geometría en conclusión de semi-ala en la cual se tomó en
cuenta el espacio para el alerón (figura 3.8) y el diseño de todas las costillas
que llevaría nuestra semi-ala la cual está divida en 8 costillas (figura 3.9), de
esta manera se tiene el diseño terminado de nuestra semi-ala con todos los
46
elementos complementarios que conlleva una semi-ala las cuales con las vigas
principales (figura 3.10) de ala que se conectaran, hablando de un diseño
completo de aeronave, en la caja de torsión para generar el cálculo de las
fuerzas que conlleva la caja de torsión.
Figura 3.7 Ala con cubrimiento de piel
Figura 3.8 Ala con el espacio para el alerón.
47
Figura 3.9 Ala con costillas
Figura 3.10 Ala terminada
Al finalizar los detalles del modelado de nuestra semi-ala se encuentra
terminada con todos sus elementos (figura 4.11), procedemos al diseño de
nuestra estructura secundaria Sharklet.
48
Figura 3.11 Ala terminada con alerón.
III.IV Modelado de sharklet
Para el modelado de sharklet se procedió a tomar la última costilla y diseñar
planos a distancia la parte más complicada del modelado es en sí para darle la
inclinación de 90º pues los planos difícilmente se pueden pegar con esta
inclinación pues se extiende no sobre una línea guía, tomando en cuenta el
ultimo perfil se fueron pegando planos a distancias del último perfil esto nos
permitió dar una inclinación referente a la última costilla de semi-ala (figura
3.11), de esta forma se fue generando la geometría con un flechado pues al ser
una estructura secundaria de la semi-ala esta conlleva un flechado y una
extracción de 90º una vez que la geometría nos queda completamente cerrada
se colocó la piel en este caso de fibra de carbono para respetar la resistencia
del material (figura 3.12).
49
Figura 3.11 Diseño de sharklet por planos.
Figura 3.12 Sharklet acotado
50
Figura 3.12 Sharklet finalizado
III.V Ensamble de Sharklet con punta de semi-ala.
Al tener las geometría generadas se procedió a su ensamble el cual consistió
en la unión por medio de una viga que va del ultimo perfil de semi-ala y
empotra en el perfil inicial del sharklet esto nos da el empotre, mas no el
ensamble completo del sharklet con la semi-ala, ya que la fijación del sharklet
con la semi-ala se realiza por medio de dos pernos de tipo avellano que nos da
el ensamble completo del sharklet con la semi-ala, dichos pernos se colocan
por el panel de acceso inferior y aseguran el sharklet a la Punta de semi-ala
(figura 3.13).
Figura 3.13
51
52
IV.I Modulo de análisis de Solidworks
El módulo de análisis de solidworks que se muestra a continuación nos provee
de los siguientes elementos para la realización de un análisis estático o
dinamico depende del caso en particular que se requiera para el análisis en
nuestro caso se desarrolló un análisis estático (figura 4.1)
Figura 4.1 Modulo de análisis solidworks
En el módulo de simulación se realiza el análisis del modelado en este módulo
se coloca el tipo de material con el cual está constituido el modelado como
también los tipos de apoyos que se pueden utilizar, también las diferentes
cargas que se pueden utilizar para realizar un análisis.
IV.II Envolvente de vuelo.
Debido a la complicación que implica determinar todas las posibles cargas que
una aeronave puede encontrar en su vida de servicio, es normal seleccionar
algunas de las condiciones que resulten críticas y que afectan particularmente
a un determinado elemento estructural. Las condiciones mencionadas no son
cualquiera y se han obtenido de la experiencia, a partir de ello las
organizaciones que regulan la seguridad del vuelo en diferentes países
desarrollaron los requerimientos estructurales que veremos más adelante.
APLICAR
MATERIAL
ASESOR DE
SUJECION ASESOR DE
CARGAS
53
La obtención de las condiciones de cargas que van a actuar sobre la estructura
de la aeronave son determinadas por un grupo de expertos dentro del grupo de
ingeniería que diseñan las aeronaves, ese grupo es el denominado, grupo de
cargas.
De acuerdo a las cargas que se determinen para cada condición establecida en
el requerimiento (condiciones de maniobra y ráfagas combinados con
posiciones de C.G., entre otras) se podrán diseñar los diferentes componentes
de las aeronaves.
Consideraciones generales
Las aeronaves, del punto de vista de la operación, se diseñan de acuerdo al
tipo de misión que realizarán y deberán cumplir con los requerimientos los
cuales abordaremos cuando veamos el DNAR/FAR para los casos de
aeronaves civiles.
Por ejemplo, una aeronave de transporte (F.A.R. Part 25) nunca realizará
maniobras bruscas o cambios de dirección abruptos, mientras que una
aeronave acrobática (F.A.R. Part 23) realizará los tipos de maniobras
mencionadas por la propia operación
.
Con los avances de la ciencia de los materiales se ha logrado fabricar
elementos que resisten ampliamente los esfuerzos generados por las cargas
basadas en los factores establecidos en los requerimientos. Hoy por hoy los
factores de carga pueden ser aún mayores que los establecidos en los
requerimientos dado que las estructuras son capaces de soportarlos, la
limitación ya no son de carácter estructural sino que están acotadas por las
cargas que el cuerpo humano puede resistir.
Todos los límites de cargas (cargas externas) se han incorporado para
asegurar la integridad estructural de la aeronave en vuelo o, en el caso de estar
en tierra, las debidas a cargas en tierra. En definitiva se ha logrado darle
relativa seguridad a la operación de las aeronaves.
54
En el siguiente esquema puede observarse los tipos de cargas actuantes sobre
una estructura.
Las cargas límites son aquellas cargas máximas que una aeronave puede
encontrar en su vida de servicio. Las cargas últimas son las cargas límites
multiplicadas por un factor de seguridad (FS), éste factor, para las estructuras
de las aeronaves vale 1,5 a no ser que los requerimientos estimen otro valor.
Cuando hablamos de diseño estructural es, en cierta manera, el
establecimiento de factores de carga, éstos serán tales que si se los multiplica
por las cargas básicas se obtienen las cargas límites o bien las últimas.
Generalmente, en un vuelo recto y nivelado y a título de simplificación, se suele
decir que para L=W, se tendría una distribución de carga básica en el ala que
sería igual al peso del avión. Resumiendo si "n1" es el factor de carga límite
positivo, entonces la carga límite positiva será n1xW. Luego, en el desarrollo de
un caso particular, veremos que la sustentación de la cola puede contribuir a
aumentar o disminuir la sustentación del ala, dependiendo de la posición del
C.G.
En el próximo esquema se puede observar la interacción de las diferentes
áreas
Condiciones básicas de carga
Teniendo en cuenta los conceptos obtenidos en otras asignaturas sobre los
diagramas de ráfaga y maniobra, y sobre estas bases analizaremos que es lo
que sucede en la estructura de un ala de estructura semi monocasco (desde el
punto de vista conceptual) al estar sometida a las condiciones básicas de
carga.
Del análisis del diagrama de maniobra existen como mínimo cuatro condiciones
o puntos básicos en el diagrama de la envolvente de vuelo en donde se puede
esperar que se produzcan las máximas cargas por maniobra y uno o más
puntos donde se produzcan las máximas cargas por ráfagas.
55
Estos puntos serán críticos para diferentes componentes que conforman el ala,
es una condición evaluar todos ellos y establecer cuál será el más crítico para
diseñar un determinado componente.
Básicamente estas condiciones o posiciones son llamadas de alto ángulo de
ataque positivo, de bajo ángulo de ataque positivo, alto ángulo de ataque
negativo y de bajo ángulo de ataque negativo, todas estas condiciones
representan maniobras de vuelo simétricos, esto quiere decir que no existen
movimientos en el plano normal al plano de simetría de la aeronave. Por ahora
solo evaluaremos aquellas cargas generadas por maniobras.
Alto Angulo de Ataque Positivo (AAAP)
La condición de AAAP se obtiene por el restablecimiento luego de una picada
(por ejemplo), llegando al máximo ángulo de ataque positivo posible y también
a la condición del factor de carga límite positivo o bien alcanzando la máxima
velocidad de maniobra y saliendo de la picada. Como sabemos, la sustentación
y la resistencia se encuentran en dirección perpendicular y en la dirección del
viento relativo respectivamente, el cual se considera en la dirección de la
trayectoria, por lo tanto existirán componentes de estas fuerzas en la dirección
de la cuerda y perpendicular a esta.
Para esta condición, con el máximo ángulo de ataque, se tendrá una fuerza
resultante máxima (sustentación y resistencia) que irán hacia delante, hacia la
dirección de avance.
Debido a que es difícil determinar el máximo ángulo de ataque por las
incertidumbres que se generan bajo condiciones de vuelo con flujo no
estacionario, los requerimientos establecen que el máximo ángulo de ataque
será el que el ala puede generar en condiciones de flujo estacionario, luego las
máxima sustentación generada para esta condición se la deberá afectar por un
coeficiente para obtener la máxima carga de sustentación.
En experimentos realizado sobre alas, en condiciones reales de vuelo, a altos
56
ángulos de ataque se ha encontrado que el efecto de reflujo debido a
desprendimientos, etc, genera un aumento de la sustentación entre un 10 y un
15 %, por lo tanto es coherente que las autoridades de certificación propongan
afectar a la sustentación en flujo estacionario por un factor ya que los
coeficiente de sustentación utilizados para el cálculo de la sustentación fueron
obtenidos, generalmente, en experimentos en túnel de viento.
Siguiendo con este caso se tiene lo siguiente, debido a la acción de las fuerzas
resultantes generadas por la sustentación y la resistencia, tendremos
componentes que producirán estados de cargas diferentes en el ala.
Las componentes actúan en dirección normal y tangencial respecto de la
cuerda del ala, produciendo momentos flectores. Si llamamos N y T,
respectivamente, a estas componentes, tendremos que las N generan un
momento flector tal que producen un estado de carga de comprensión
(tensiones de compresión) en el extradós del ala y a su vez T genera otro
momento que generará tensiones de compresión en el borde de ataque que se
sumarán a las debidas a N con lo cual, para esta condición del diagrama,
tendremos sometido al borde de ataque a una condición crítica a la
compresión.
Con respecto al intradós, éste estará sometido a tensiones de tracción.
Para esta condición del diagrama se tiene que a altos ángulos de ataque la
distribución de sustentación (según cuerda) se desplaza hacia adelante
cargando más la porción delantera del ala y si se analiza el conjunto del avión
con cola se tendrá que ésta se verá, aún, más cargada que en otra condición
de la envolvente de vuelo.
Despreciando las aceleraciones de cabeceo (se asume movimientos rápido de
comando) se tendrá que las cargas en la cola, básicamente, son las que
balancean los momentos que se generan en el CG del avión.
Veamos ahora la condición de BAAP. Para esta condición se debe tener en el
ala el mínimo ángulo de ataque tal que la sustentación que se genere sea la
57
que se lograría, aproximadamente, al factor de carga límite positivo. Para esto,
debido a que el "CL" del ala será bajo, la velocidad deberá aumentar para
poder lograr el estado de carga requerido. Para lograr esta condición, se
deberá picar al avión, o sea se deberá llegar a la máxima velocidad posible o
velocidad de picada (Dive speed).
Del punto de vista de los requerimientos las velocidades de picada dependen
de la categoría de la aeronave y se utiliza normalmente valores que oscilan
entre un 20 a 50% más de la velocidad de crucero. Otra manera de estimarla
es de acuerdo a como lo establecen algunos diseñadores, esto es
determinando la velocidad terminal de la aeronave que se define como
la velocidad que se logra, en la dirección vertical, cuando la resistencia de la
aeronave iguala al peso de ésta, se desprecian los efectos de flotabilidad y se
asume que la variación de la densidad es despreciable; luego de calculada, se
establece la velocidad de picada en función de ésta. Se plantean dos maneras
para ejemplificar, una considerando que el avión esta en picada y que se debe
generar una carga tal que se tenga la carga límite actuando sobre el ala y otra
en la que se considera un Cl nulo (es decir el ala tiene un ángulo de
sustentación nula) y la cola solo compensa el momento de cabeceo del avión.
Para dar un ejemplo de la estimación de esta velocidad se realizan los
siguientes cálculos basándose en un diseño de aeronave categoría utilitaria.
Los siguientes son los datos del avión:
Figura 4.2 Datos de la aeronave
Se considera que el estado de carga en el ala es el debido al factor de carga
limite
58
La velocidad terminal se calcula de tal manera de cumplir la siguiente
condición:
(1-24)
Sobre la base de esta hipótesis se plantea lo siguiente:
(1-25)
Dónde:
(1-26)
Dividiendo las ecuaciones se obtiene:
(1-27)
Obteniéndose:
(1-28)
59
Considerando C1=0
Con lo cual resulta
(1-29)
Como se puede observar la condición de bajo ángulo, para cualquiera de los
casos analizados, será para un coeficiente bajo o nulo.
Si nos remitimos al cálculo de la velocidad de picada utilizando el requerimiento
DNAR23, determinaremos una velocidad de picada (mínima de diseño, como
veremos) de valor:
VD = 268,3 km/ h
Como se observa los valores calculados son superiores al mínimo establecido
en el requerimiento (casi duplica a la velocidad mínima), por lo cual para el
diseño de la estructura podría ser considerada la velocidad terminal por ser
superior pero debido a que es un valor excesivamente alto analizándolo desde
el punto de vista estructural resultaría en una estructura robusta. En el sentido
estricto del diseño, menor peso de la aeronave y mayor resistencia, no se
usará este criterio para el cálculo de la velocidad de picada de diseño.
Si por otro lado la determinamos en relación con la velocidad máxima
horizontal a nivel del mar calculado por análisis de performances, se tiene:
V knots D = 1,2 *145 = 316,2 km/ h
60
Como se observa la velocidad calculada, de esta manera, es superior a la
calculada como la mínima de picada de diseño. Será cuestión del diseñador
elegir la velocidad adecuada porque a mayor velocidad el diseño la estructura
será más robusta, con lo cual resultará más pesada.
A las aeronaves se les instala una placa en la cual consta, entre otras cosas, la
velocidad de nunca exceder la cual es un porcentaje de la velocidad de picada
(algunos la consideran en un 90 % de esta).
En la condición de BAAP se puede observar que T es importante y actúa en la
dirección de vertical o de picada. Bajo esta condición los momentos generados
por N y T hacen que las tensiones que se generan provoquen estados de
compresión (máximos) en la zona superior posterior del ala, comprometiendo a
la estructura, por otro lado se tendrán tensiones máximas de tracción en la
zona delantera inferior del ala. Veremos que, como se dijo anteriormente,
debido a la distribución de cargas según cuerda la resultante de las fuerzas,
para este caso, se volcará hacia atrás si se la compara con el caso AAAP, y
además el momento torsor aumentará debido a que la presión dinámica es
mayor que para el caso AAAP (considerando que el Cmca es el mismo).
Alto Angulo de Ataque Negativo (AAAN)
El caso se asemeja al de AAAN en cuanto a lo que sucede en el ala bajo estas
condiciones, la diferencia radica en que T no es tan importante como en el caso
de AAAP pero sigue actuando hacia adelante.
Esta condición se logra de diferentes maneras, como ser volando invertido,
cambios bruscos de dirección, etc.
Las cargas generadas son menores a las logradas con cargas positivas y, en
algunos casos, no son tan críticas porque, por ejemplo en vuelo nivelado y ante
una ráfaga descendente, las fuerzas de inercia se restan con las debidas a las
masas del avión. Es uno de los cuatro puntos que debe ser estudiado con
61
particularidad como se plantea en el ejemplo de un avión acrobático
mencionado en clase.
Normalmente se asume para el análisis que la aeronave se encuentra volando
al ángulo de ataque de pérdida negativo para la condición de flujo estacionario
a diferencia del usado para AAAP debido a que es improbable esta condición
de vuelo.
Para el análisis de las tensiones debidas a los momentos flectores, podemos
ver que la zona delantera del intradós estará sometida a las máximas tensiones
de compresión y las más altas tensiones de tracción las tendremos en la zona
trasera del extradós.
Bajo Angulo de Ataque Negativo (BAAN)
Como se dijo, para esta situación se logra la velocidad de picada, además esta
particular condición se puede generar, también, por efecto de una ráfaga
descendente o bien por alguna maniobra particular que realice el piloto.
Bajo esta situación se esperará la mayor componente T, semejante a BAAP, la
cual será mayor que en cualquier otra condición de ángulo negativo y por lo
tanto tendremos un estado de tensiones de compresión en la zona posterior
inferior del ala mientras que se tendrán las máximas tensiones de tracción en la
zona superior delantera.
Resumiendo se puede decir que cada una de las cuatro condiciones del
diagrama de maniobras es crítica para el diseño de los elementos o
componentes estructurales del ala.
Cuando se realice el análisis de tensiones de los componentes de la aeronave,
se deberá estudiar cada sección para cada condición particular.
A continuación se muestra una figura en donde se resumen los efectos
nombrados anteriormente actuando sobre un cajón alar.
62
Es importante aclarar que se debe realizar el estudio de las cuatro condiciones
de vuelo para la condición de MTOW (peso máximo de despegue y mínimo
peso operativo) y verificar que es lo que sucede (qué cargas se generan en la
cola) para la posición más adelantada y más atrasada del CG, esta condición
particular se establece para aeronaves comprendidas en el DNAR 23 Ap. A,
veremos que en la generalidad del requerimiento no se contempla solamente
esta condición.
Obviamente, para ciertas aeronaves como las de transporte, se deberá hacer
mayor hincapié en considerar los casos en donde el CG se ubique en la
condición más adelantada y más atrasada debido a que su posición varía de
acuerdo a cómo se disponga la carga (ésta deberá ubicarse de tal forma que
siempre quede el CG ubicado entre los valores límites dados por el fabricante
en la envolvente del CG de la aeronave) y además se considerarán
condiciones intermedias y a diferentes alturas de vuelo.
Debido a que estos corrimientos suelen ser amplios, será necesario evaluar
que sucede en las cuatro condiciones, evaluando simultáneamente, las
posiciones del CG más adelantada y más atrasada, ya que en función de esta
se determinarán, como en el caso general, las cargas de balanceo que se
generarán en la cola para establecer el equilibrio
.Hasta ahora hemos considerado que lo más crítico para la estructura serán las
condiciones establecidas en los cuatro puntos de la envolvente de vuelo, a
MTOW y con el CG en condición más atrasada y adelantada.
Ahora bien, ante la presencia de una ráfaga (ascendente o descendente) la
condición más crítica no estará dada para el caso de MTOW sino para el
mínimo peso operativo de la aeronave, esto se debe a que los elementos que
tienen masas concentradas y alejadas del CG como, por ejemplo, los motores
que generalmente están montados sobre bancadas que se encuentran alejadas
de éste, con lo cual estos elementos estarán más comprometidos desde el
punto de vista de estas cargas y de esta condición de peso; estos casos
deberán ser tenidos en cuenta particularmente al momento del diseño del
componente correspondiente.
63
Luego veremos que las bancadas de las aeronaves comprendidas en el DNAR
23 cumplen condiciones estrictas de cargas en las que se han considerado
este tipo de cargas o aceleraciones, así y todo cada avión tiene
particularidades que deberán ser evaluadas.
Con respecto a los elementos hipersustentandores como los flaps, slats, etc, se
beberá prestar particular atención. Debido a que al accionar, por ejemplo un
flap, se generarán cargas adicionales, se deberá investigar particularmente
este caso; debido a las experiencias de las autoridades de aviación civil, se han
incluido en los requerimientos las condiciones para realizar un diseño seguro
de los componentes afectados.
Para el caso particular del flap, no resultará crítica esta situación en cuanto a
las tensiones debidas a la flexión pero si lo serán para las cargas generadas
por el aumento del momento torsor del ala (local). El momento torsor generará
esfuerzos de corte en el larguero secundario y en definitiva harán crítico el
diseño de la porción posterior del ala.
Otro efecto del aumento del momento torsor radica en el aumento de las
cargas en el estabilizador horizontal.
Tomando en cuenta lo anterior mencionado la envolvente de la aeronave A320-
200 para las cargas se muestra en la figura 4.2
Figura 4.2 Envolvente de Viento A-320
64
IV.III CÁLCULO DE CARGA
Tomando en cuenta el factor de límite de vuelo expresado en el Apéndice A
sección A 23.13
Flight load factors Normal category Utility category Acrobatic category
Flaps up:
n1 3.8 4.4 6.0
Figura 4.3 Tabla de factor de aplicabilidad de carga
Tomamos el factor de utilidad que para nuestro caso es de 4.4.
Con nuestros valores de la aeronave realizamos el cálculo de la carga a aplicar
a nuestra pieza:
n1 = 4.4
S = 122.6 m2 = 1319.65 ft2 W = 42600 kg = 93720 lb
W= 4.8 + 0.534(4.4 (
)
W = 315.15 lb / ft2 `
Con este valor obtenido procedemos a la aplicación de la fuerza en nuestro
modelo diseñado.
IV.IV EJECUCION DE ANALISIS EN CAE. Una vez que obtenemos la carga tenemos los elementos para realizar el
análisis en nuestra pieza por lo cual procedemos a realizar el mallado de
nuestra pieza y la selección del material que para nuestro caso es aluminio
2024 t3, lo cual lo podemos observar en la figura 4.4.
65
Figura 4.4 Mallado de pieza
Realizamos un empotre en el perfil principal de procedemos a la aplicación de
la fuerza como se observa en la imagen 4.5.
Figura 4.5 Empotre de pieza y aplicación de cargas
Al ejecutar el análisis el software nos muestra los siguientes resultados que
observamos en la figura 4.6.
66
Figura 4.6 Resultados de analisis
Dándole una vista interna e isométrica a la estructura para observar la tensión
por dentro de nuestro modelado obtenemos lo observado en la figura 4.7.
Figura 4.7 Esfuerzos generados en la pieza
En la figura 4.8 podemos observar el desplazamiento que sufrió por dentro
nuestra pieza.
67
Figura 4.8 Desplazamiento generado
Por último observamos en la figura 4.9 nuestras deformaciones unitarias
internas que sufrió nuestra pieza.
Figura 4.9 Deformaciones unitarias
68
Al analizar los resultados podemos observar que la mayoría se concentran en
la raíz de la semi-ala, esto se debe a que el empotre que realizamos está
simulando la conexión a la caja de torsión de la aeronave pues es ahí en donde
se concentran todos los esfuerzos que recibe tanto el ala como el sharklet y la
composición de ambos en su unión.
Para la unión del sharklet con la semi-ala podemos concluimos que es mínimo
el esfuerzo que se le aplica a esta parte pues como lo mencionamos este
esfuerzo se distribuya directamente a la caja de torsión.
IV.V Margen de seguridad Si se tiene que evitar una falla en la piel de la pieza, las cargas que una
estructura es capaz de soportar deben ser mayores que las cargas a las que se
va a someter cuando este en servicio. Como la resistencia es la capacidad de
una estructura para resistir cargas, la resistencia real de una piel para
estructura debe ser mayor que la resistencia requerida. La relación de la
resistencia real entre la resistencia requerida se llama factor de seguridad FS:
(1-30)
Para nuestro caso sabes las propiedades del material Aluminio tomados de la
figura 2.3 sabemos que el esfuerzo permisible de la aleación de es de 5520
Mpa y de nuestro análisis sabes que nuestro esfuerzo máximo o esfuerzo
aplicado es de 3746 Mpa, estos valores los sustituimos en la Ecuación (1-41);
(1-31)
El margen de seguridad se define como el factor de seguridad menos 1:
(1-32)
69
En el análisis realizado a la pieza se obtuvo el resultado de 3746 MPA es
Como el margen de seguridad se expresa en porcentaje, es por eso que se multiplica por cien.
Este margen nos da de 47 % este valor nos indica que la estructura soporta
las cargas aplicadas aunque es menor al 50% cabe mencionar que faltaría el
margen de seguridad que se obtiene al aplicar dicha carga a toda el ala de esta
manera nuestro margen se incrementaría y nos daría más seguridad, la carga
en la viga es solo en la unión del sharklet con la semi-ala.
70
IV.VI CONCLUSIONES
El modelo de la estructura, es un punto crucial para llevar a cabo una
simulación estructural estática, y en este caso no presento irregularidades, las
cuales hubiesen sido percibidas al momento de obtener resultados.
Para el caso de la unión del sharklet con la semi-ala de la aeronave A-320-200
los esfuerzos normales se presentaron principalmente en la parte superior de la
semi-ala que hace que empotre con el perfil del sharklet.
Por lo tanto la viga que va de entre las costillas hace bien su trabajo en
transferir las fuerzas.
Por otra parte los esfuerzos cortantes se encuentran en la intersección de la
viga con las costillas de la semi-ala.
Las deformaciones se encontraron en la parte más alejada de la unión viendo
que esto funciona como una viga empotrada por un solo extremo.
La estructura que une la semi-ala con el sharklet transmitió de forma adecuada
las cargas de manera que los esfuerzos equivalentes se obtuvieron en las
secciones más alejadas de la semi-ala.
La elección de los materiales seleccionados resulto satisfactoria pero debido a
la configuración de la unión ala-botalón en las soluciones llegamos algunas
secciones críticas, es decir un valor máximo con el cual se podría ver
comprometida la estructura y el desempeño de la Aeronave pero no llega al
punto crítico del fallo del material utilizado.
71
IV.IVII RECOMENDACIONES
En este trabajo se pueden seguir diversas líneas de investigación, respecto al
análisis de esfuerzos en estructura de superficies de punta de ala (Sharklet).
Esta propuesta se puede realizar análisis como de vibraciones, con el objetivo
de conocer la eficiencia que tiene el sharklet en diferentes condiciones para
observar el desempeño del sharklet.
De igual manera, se pode realizar análisis estructural estático en otra pieza de
la aeronave Airbus A-320-200 que resulte de interés, como puede ser el
fuselaje, semi-ala, superficies de control (primarias y secundarias), empenaje,
tren de aterrizaje etc.
Analizando nuestros resultados podemos decir, que con la propuesta
establecida durante el desarrollo de este proyecto se logró obtener un
satisfactorio resultado de nuestro sharklet, con se puede encontrar una nueva
propuesta de los materiales compuestos que pueden tener un mejor
desempeño.
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Bibliografía:
1. "Code of Federal Regulations" Secretaría de Transporte de EEUU.
2. "Airframe Structural Design" Michael C. Niu Hong Kong Conmilit. 2005
3. Hibbeler, Russell C. “Mecánica de Materiales”. Sexta edición. Prentice Hall.
2006
4. Newcome, Laurance R. “Ummanned avation: A bief History of unmanned
aerial vehicles”. American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc.
5. Abbott, Ira H. “Theory of Wing Sections”. Canada McGraw-Hill.
6. Gere, James M. Goodno, Barry J. “Mecánica de Materiales”. Séptima Edición
Estados Unidos: Cengage Learning. 2007.
7. E. F. Bruhn “Analysis and Design of Flight Vehicle Structures” Jacobs
publishing. 1973
