PROGRAMA
AUTORES
TITULO
INGENIERÍA AERONAUTICA
GUTIERREZ MORENO, Jhon Jairo
GARCIA VALERO, Carlos Andres
RODRIGUEZ HURTADO, Juan David
AYALA GALLEGO, Juan Sebastian
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.
UAV
Aeronave no tripulada
Estructura alar
Analisis Estructural
Aeroelasticidad
Materiales Compuestos
PALABRAS CLAVE Fibra de Carbono
Resina
Banco de pruebas
Caracterizacion
Bomba de vacio
Actuador
Metodos de contruccion
DESCRIPCION
FUENTES
BIBLIOGRAFICAS
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.
ANDERSON, John D, Aircraft Performance and Design. United
States: Tercera edicion. Editorial Mac. Graw Hill.
CIVIL AVIATION SAFETY AUTHORITY AUSTRALIA. Design
Standards:Unmanned Aerial Vehicles- Aeroplanes Australia. Version
2.2, 2000.
PROGRAMA
INGENIERÍA AERONAUTICA
ALLEN, David H. Introduction to Aerospace Structural Analisys.
Canada: John Wiley & Sons, Inc., 1985.
ABBOTT, Ira, H. Theory of Wing Sections, Including a
Summary of Airfoil Data. New York, United States: Second
edition. Dover Publications Inc. 1959.
FUENTES
BIBLIOGRAFICAS
CONTENIDOS
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"
INTRODUCCION
1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA
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
2.1.4. WING BOX
2.1.5. CARGA LIMITE Y CARGA ULTIMA
2.1.6. FIBRA DE CARBONO
2.1.7. FIBRA DE VIDRIO
2.1.8. RESINA
2.1.9. MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS
2.1.10. BANCO DE PRUEBAS
2.1.11. ACTUADOR
2.1.12. ACTUADOR NEUMATICO
2.1.13. ACERO
2.1.14. ACERO 1040
2.1.15. JIG
2.1.16. MOLDE
2.1.17. WEAVE (TEJIDO)
2.1.18. RESINA PRE-ASCELERADA
2.1.19. VACIO
2.1.20. POLIESTIRENO EXPANDIDO
PROGRAMA
CONTENIDOS
INGENIERÍA AERONAUTICA
2.1.21. PLASTICO TERMO-ENCOGIBLE
2.1.22. LAMINADO
2.1.23. BRIONI
2.1.24. GUATA
2.1. MARCO TEORICO CONCEPTUAL
2.2. MARCO LEGAL O NORMATIVO
3. METODOLOGIA
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
3.5. VARIABLES
3.5.1. ANALISIS DE CARGAS
4. DESARROLLO INGENIERIL
4.1. ANALISIS DE CARGAS
4.1.1. DISTRIBUCION DE SUSTENTACION
4.1.2. DISTRIBUCION DE DRAG
4.1.3. POSICION DEL CENTRO DE CARGA.
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
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.
4.1.6.3. ANALISIS DE PANDEO PARA LA PIEL DEL ALA.
4.1.8. UNION ALA FUSELAJE.
4.1.9. UNION DEL ALA CENTRAL CON EL ALA EXTERIOR.
4.2. CARACTERIZACION DE MATERIALES
4.3. PROCESO DE CONSTRUCCION DEL ALA Y SU UNION AL
FUSELAJE.
4.4. SISTEMAS
4.4.1. AUTOMATIZACION NEUMATICA DEL SISTEMA
4.4.2. DESCRIPCION DEL SISTEMA NEUMATICO
4.4.3. CARACTERISTICAS DEL COMPRESOR
4.4.4. ACTUADORES NEUMATICOS
4.4.5. ACTUADORES HIDRAULICOS.
4.4.6. CRITERIO DE SELECCIÓN DE LOS ACTUADORES
4.5. BANCO DE PRUEBAS.
PROGRAMA
INGENIERÍA AERONAUTICA
4.5.1. ANALISIS DE PLACAS Y TORNILLOS
4.5.2. DESPLAZAMIENTO Y DEFORMACIONES DEL BANCO DE
PRUEBAS SEGÚN PUNTOS DE CARGA
4.5.3. METODO DE DISTRIBUCION DE CARGAS A LA
ESTRUCTURA ALAR
4.6. ANALISIS ESTRUCTURAL DEL BANCO DE PRUEBAS EN
ANSYS
4.6.1. GEOMETRIA
4.6.2. MAGNITUD DE CARGAS
4.6.3. UBICACIÓN DE CARGAS
4.6.4. DEFORMACION TOTAL
4.6.5. ESFUERZO EQUIVALENTE
4.6.6. ESFUERZOS NORMALES
4.6.7. ESFUERZOS CORTANTES
4.7. ANALISIS CON ELEMENTOS FINITOS
4.7.1. PRESENTACION Y ANALISIS DE RESULTADOS
5. CONSTRUCCION
5.1. PROCESO DE CONSTRUCCION DEL ALA.
5.1.1. BORDE DE ATAQUE
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
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.
7. PRESENTACION Y ANALISIS RESULTADOS
8. CONCLUSIONES
9. RECOMENDACIONES
9.1. CARACTERIZACION DE MATERIALES.
9.2. PROCESO DE CONSTRUCCION USANDO MATERIALES
COMPUESTOS
9.3. PRUEBAS ESTRUCTURALES DEL ALA.
10. BIBLIOGRAFIA
11. GLOSARIO
12. ANEXOS
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
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
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
2
Nota de Aceptación
…………………………………..
…………………………………..
…………………………………..
…………………………………..
………………………………….
PRESIDENTE DEL JURADO
…………………………………
JURADO
…………………………………
JURADO
…………………………………
JURADO
Bogotá D.C. 28 de Noviembre, 2011
3
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
4
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
5
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
6
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
7
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.
8
CONTENIDO
Pág.
1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA ............................................................. 34
1.1 ANTECEDENTES ..................................................................................... 34
1.2 DESCRIPCIÓN Y JUSTIFICACIÓN DEL PROBLEMA ............................ 44
1.3 JUSTIFICACIÓN ....................................................................................... 45
1.4 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN. ..................................................... 47
1.4.1
OBJETIVO GENERAL. ....................................................................... 47
1.4.2
OBJETIVOS ESPECÍFICOS. .............................................................. 47
1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES.................................................................. 47
1.6 PRESUPUESTO ....................................................................................... 48
2 MARCO DE REFERENCIA ............................................................................. 50
2.1 MARCO TEÓRICO CONCEPTUAL. ......................................................... 50
2.1.1
AERONAVE NO TRIPULADA ............................................................. 50
2.1.2
ESTRUCTURA .................................................................................... 51
2.1.3
AEROELASTICIDAD........................................................................... 51
2.1.4
WING BOX .......................................................................................... 52
2.1.5
CARGA LÍMITE Y CARGA ÚLTIMA. ................................................... 53
2.1.6
FIBRA DE CARBONO......................................................................... 53
9
2.1.7
FIBRA DE VIDRIO .............................................................................. 53
2.1.8
RESINA ............................................................................................... 54
2.1.9
MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS .............................................. 54
2.1.10 BANCO DE PRUEBAS ..................................................................... 54
2.1.11 ACTUADOR ...................................................................................... 54
2.1.12 ACTUADOR NEUMÁTICO ................................................................ 55
2.1.13 ACERO ............................................................................................. 55
2.1.14 ACERO 1040..................................................................................... 56
2.1.15 JIG..................................................................................................... 56
2.1.16 MOLDE ............................................................................................. 57
2.1.17 WEAVE (TEJIDO) ............................................................................. 57
2.1.18 RESINA PRE-ACELERADA .............................................................. 58
2.1.19 CATALIZADOR ................................................................................. 58
2.1.20 VACIO ............................................................................................... 58
2.1.21 POLIESTIRENO EXPANDIDO .......................................................... 58
2.1.22 PLÁSTICO TERMO-ENCOGIBLE..................................................... 59
2.1.23 LAMINADO........................................................................................ 59
2.1.24 BRIONI .............................................................................................. 59
2.1.25 GUATA .............................................................................................. 59
10
2.2 MARCO LEGAL O NORMATIVO. ............................................................. 60
3 METODOLOGÍA. ............................................................................................. 61
3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN ........................................................ 68
3.2 LINEA DE INVESTIGACIÓN DE LA USB / SUB-LINEA DE LA FACULTAD
/ CAMPO TEMÁTICO DEL PROGRAMA........................................................... 68
3.3 TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE INFORMACIÓN. .............................. 69
3.4 HIPÓTESIS. .............................................................................................. 70
3.5 VARIABLES............................................................................................... 71
3.5.1
ANÁLISIS DE CARGAS. ..................................................................... 71
3.5.2
CARACTERIZACIÓN DE MATERIALES ............................................ 71
3.5.3
PROCESO DE CONSTRUCCIÓN DEL ALA Y SU UNIÓN AL
FUSELAJE...................................................................................................... 71
3.5.4
BANCO DE PRUEBAS ....................................................................... 72
4 DESARROLLO INGENIERIL ........................................................................... 73
4.1 ANÁLISIS DE CARGAS ............................................................................ 73
4.1.1
DISTRIBUCIÓN DE SUSTENTACIÓN................................................ 74
4.1.2
DISTRIBUCIÓN DE DRAG ................................................................. 76
4.1.3
POSICIÓN DEL CENTRO DE CARGA. .............................................. 78
4.1.4
POSICIÓN DEL CENTRO DE RIGIDEZ ............................................. 83
4.1.5
FUERZA CORTANTE Y MOMENTOS SOBRE EL ALA ..................... 87
11
4.1.6
CÁLCULO DE LOS ESFUERZOS NORMALES. ................................ 97
4.1.7
ANÁLISIS ESTRUCTURAL TENIENDO EN CUENTA EL DISEÑO DEL
ALA.
107
4.1.8
UNIÓN ALA FUSELAJE .................................................................... 121
4.1.9
UNIÓN DEL ALA CENTRAL CON EL ALA EXTERIOR .................... 122
4.1.10 ANALISIS DE PANDEO PARA LA PIEL DEL ALA.......................... 123
4.1.11 FACTORES DE SEGURIDAD......................................................... 127
4.2 CARACTERIZACIÓN DE MATERIALES. ................................................ 128
4.2.1
FIBRA DE CARBONO-RESINA EPÓXICA ....................................... 129
4.2.2
FIBRA DE CARBONO-RESINA POLIESTER ................................... 137
4.2.3
FIBRA DE VIDRIO (TIPO VOLAN) - RESINA POLIESTER. ............. 142
4.2.4
FIBRA DE VIDRIO (TIPO VOLAN)-RESINA POLIÉSTER CON VACÍO.
147
4.2.5
FIBRA DE CARBONO Y FIBRA DE VIDRIO-RESINA POLIESTER. 155
4.2.6
RESUMEN DE LA CARACTERIZACIÓN DE MATERIALES ............ 159
4.2.7
FACTORES AMBIENTALES QUE AFECTAN LOS DATOS
OBTENIDOS EN LA CARACTERIZACIÓN. ................................................. 160
4.3 SISTEMAS .............................................................................................. 165
4.3.1
AUTOMATIZACIÓN NEUMÁTICA DEL SISTEMA............................ 165
4.3.2
DESCRIPCIÓN DEL SISTEMA NEUMÁTICO .................................. 167
12
4.3.3
CARACTERÍSTICAS DEL COMPRESOR ........................................ 169
4.3.4
SISTEMA NEUMÁTICO. ................................................................... 171
4.3.5
SISTEMA HIDRÁULICO. .................................................................. 172
4.3.6
CRITERIO DE SELECCIÓN DE LOS ACTUADORES ...................... 172
4.4 BANCO DE PRUEBAS ........................................................................... 173
4.4.1
ANÁLISIS DE PLACAS Y TORNILLOS ............................................ 173
4.4.2
MÉTODO DE DISTRIBUCIÓN DE CARGAS A LA ESTRUCTURA
ALAR 178
5 CONSTRUCCIÓN ......................................................................................... 184
5.1 CALCULO MATERIALES COMPUESTOS.............................................. 184
5.2 FACTORES CLIMÁTICOS QUE AFECTAN LAS PROPIEDADES DE LOS
ELEMENTOS DEL ALA CONSTRUIDOS EN MATERIAL COMPUESTO ....... 189
5.3 PROCESO DE CONSTRUCCIÓN DEL ALA CENTRAL. ........................ 191
5.3.1
BORDE DE ATAQUE ALA CENTRAL .............................................. 191
5.3.2
BORDE DE FUGA ALA CENTRAL Y EXTERIOR............................. 193
5.3.3
PIEL DEL WING BOX ALA CENTRAL. ............................................. 195
5.3.4
COSTILLAS DEL WING BOX ALA CENTRAL Y ALA EXTERIOR ... 200
5.3.5
VIGA PRINCIPAL ALA CENTRAL. ................................................... 205
5.3.6
VIGA AUXILIAR ALA CENTRAL ....................................................... 212
13
5.3.7
ENSAMBLE DE LAS COSTILLAS CON LAS VIGAS ALA CENTRAL.
216
5.4 PROCESO DE CONSTRUCCIÓN ALA EXTERIOR ............................... 221
5.4.1
PIEL ALA EXTERIOR ....................................................................... 221
5.4.2
COSTILLAS DEL WING BOX ALA EXTERIOR ................................ 222
5.4.3
VIGAS, CAPS Y LARGUERILLOS ALA EXTERIOR. ........................ 222
5.4.4
CONSTRUCCIÓN BORDE DE FUGA ALA EXTERIOR. .................. 225
5.4.5
COSTILLAS BORDE DE ATAQUE ALA EXTERIOR. ....................... 226
5.4.6
ENSAMBLAJE ALA EXTERIOR........................................................ 227
5.5 ENSAMBLE TOTAL DEL ALA ................................................................. 237
5.6 INSTALACIÓN DE LOS ACTUADORES. ................................................ 239
5.7 INSTALACIÓN DE LOS DISPOSITIVOS DE DISTRIBUCIÓN DE CARGA.
240
6 PRUEBAS EXPERIMENTALES .................................................................... 242
6.1 PREPARACIÓN DE LA PRUEBA EN EL BANCO .................................. 242
6.2 PREPARACIÓN DE LA SIMULACIÓN EN ANSYS ................................. 247
6.2.1
P UNTUALIZACION DE LAS CARGAS ............................................ 247
6.2.2
PREPARACIÓN DEL MONTAJE EN ANSYS ................................... 252
7 PRESENTACIÓN Y ANALISIS DE RESULTADOS ....................................... 256
7.2 RESULTADOS DE LA SIMULACIÓN DE ANSYS. .................................. 256
14
7.2.1
DEFORMACION TOTAL ................................................................... 256
7.2.2
FACTOR DE SEGURIDAD ............................................................... 257
7.3 RESULTADOS SIMULACIÓN EN EL BANCO ........................................ 259
7.4 COMPARACIÓN DE LOS RESULTADOS DE LAS DOS SIMULACIONES
262
8 CONCLUSIONES .......................................................................................... 264
9 RECOMENDACIONES .................................................................................. 266
9.2 CARACTERIZACIÓN DE MATERIALES. ................................................ 266
9.3 PROCESO DE CONSTRUCCIÓN USANDO MATERIALES
COMPUESTOS................................................................................................ 266
9.4 PRUEBAS ESTRUCTURALES DEL ALA. .............................................. 267
10 BIBLIOGRAFÍA. ........................................................................................... 269
11 GLOSARIO .................................................................................................. 272
12 NOMENCLATURA ....................................................................................... 275
15
LISTA DE FIGURAS
Pág.
FIGURA 1. DISTRIBUCIÓN DE SUSTENTACIÓN ALA DEL NAVIGATOR X-02. 76
FIGURA 2. DISTRIBUCIÓN DE SUSTENTACIÓN ALA DEL NAVIGATOR X-02. 78
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” ........................................... 79
FIGURA 4. DISTRIBUCIÓN Y UBICACIÓN DE LAS VIGAS EN EL ALA, EL
CENTRO DE CARGA Y EL CENTRO ELÁSTICO 2° ............................................ 85
FIGURA 5. DISTRIBUCIÓN Y UBICACIÓN DE LAS VIGAS EN EL ALA, EL
CENTRO DE CARGA Y EL CENTRO ELÁSTICO 12° .......................................... 86
FIGURA 6. DISTRIBUCIÓN DE LAS ESTACIONES DEL ALA ........................... 88
FIGURA 7. DISTRIBUCIÓN DE CARGAS EN UNA VIGA EN CANTILIEVER ...... 95
FIGURA 8. DISTRIBUCIÓN DE CARGAS EN UNA VIGA EN CANTILIEVER ...... 96
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”. .............................................................................................. 98
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”. .............................................................................................. 99
16
FIGURA 11. DISTRIBUCIÓN DE LOS ESFUERZOS EN UNA VIGA CON
ORIFICIOS DE ALIGERAMIENTO. ..................................................................... 105
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”. ...................................................... 108
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” ...................... 113
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” ................................................................................... 116
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” ......................................... 118
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” ............................................................................................. 119
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” ............................................................. 120
17
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” ................ 122
FIGURA 19. COEFICIENTES DE PANDEO PARA PLACAS PLANAS EN
FUNCION DE a/b. ............................................................................................... 125
FIGURA 20. CONSTRUCCIÓN DEL LAMINADO PARA HACER PROBETAS DE
FIBRA DE CARBONO CON RESINA EPÓXICA ................................................ 131
FIGURA 21. PROBETAS DE FIBRA DE CARBONO CON RESINA EPOXICA . 133
FIGURA 22. EVALUACIÓN DE PROBETAS DE FIBRA DE CARBONO CON
RESINA EPÓXICA EN LA MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS .................... 134
FIGURA 23. ESFUERZO VS DEFORMACIÓN FIBRA DE CARBONO-RESINA
EPÓXICA ............................................................................................................ 135
FIGURA 24. RESULTADOS DE EVALUACIÓN DE PROBETAS DE FIBRA DE
CARBONO CON RESINA EPÓXICA EN LA MAQUINA UNIVERSAL DE
ENSAYOS ........................................................................................................... 136
FIGURA 25. CONSTRUCCIÓN DEL LAMINADO PARA HACER PROBETAS DE
FIBRA DE CARBONO CON RESINA POLIESTER ............................................ 139
FIGURA 26. RESULTADOS DE EVALUACIÓN DE PROBETAS DE FIBRA DE
CARBONO CON RESINA EPÓXICA EN LA MAQUINA UNIVERSAL DE
ENSAYOS ........................................................................................................... 140
FIGURA 27. ESFUERZO VS DEFORMACIÓN FIBRA DE CARBONO-RESINA
POLIESTER ........................................................................................................ 141
FIGURA 28. CONSTRUCCIÓN DEL LAMINADO PARA HACER PROBETAS DE
FIBRA DE VIDRIO (TIPO VOLAN) CON RESINA POLIESTER ......................... 144
18
FIGURA 29. PROBETAS DE FIBRA DE VIDRIO (TIPO VOLAN) CON RESINA
POLIESTER ........................................................................................................ 144
FIGURA 30. EVALUACIÓN DE PROBETAS DE FIBRA DE VIDRIO (TIPO
VOLAN) CON RESINA POLIESTER EN LA MAQUINA UNIVERSAL DE
ENSAYOS ........................................................................................................... 145
FIGURA 31. ESFUERZO VS DEFORMACIÓN FIBRA DE VIDRIO-RESINA
POLIESTER ........................................................................................................ 146
FIGURA 32. CONSTRUCCIÓN DEL LAMINADO PARA HACER PROBETAS DE
FIBRA DE VIDRIO (TIPO VOLAN) CON RESINA POLIESTER ......................... 149
FIGURA 33. PREPARACIÓN DE VACIO PARA EL CURADO DEL LAMINADO
............................................................................................................................ 150
FIGURA 34. VACIO PARA EL CUERADO DEL LAMINADO ............................. 150
FIGURA 35. PROBETAS DE FIBRA DE VIDRIO (TIPO VOLAN) CON RESINA
POLIESTER. CURADO CON VACIO .................................................................. 151
FIGURA 36. EVALUACION DE PROBETAS DE FIBRA DE VIDRIO (TIPO
VOLAN) CON RESINA POLIESTER EN LA MAQUINA UNIVERSAL DE
ENSAYOS. CURADO CON VACIO. ................................................................... 152
FIGURA 37. ESFUERZO VS DEFORMACIÓN FIBRA DE VIDRIO-RESINA
POLIESTER. UTILIZANDO VACIO ..................................................................... 153
FIGURA 38. EVALUACIÓN PROBETAS FIBRA CARBONO Y VIDRIO-RESINA
POLIESTER ........................................................................................................ 156
FIGURA 39. ESFUERZO VS DEFORMACIÓN FIBRA DE CARBONO Y VIDRIORESINA POLIESTER. ......................................................................................... 157
19
FIGURA 40. AUTOMATIZACIÓN NEUMÁTICA DEL SISTEMA ......................... 166
FIGURA 41. DIAGRAMA DEL SISTEMA NEUMÁTICO ..................................... 168
FIGURA 42. DIAGRAMA DEL CIRCUITO NEUMÁTICO DEL BANCO DE
PRUEBAS ........................................................................................................... 169
FIGURA 43. PLATINAS DE EMPOTRAMIENTO DEL ALA ............................... 174
FIGURA 443. DISTRIBUCIÓN DE PERNOS EN LAS PLATAS PARA EL
EMPOTRAMIENTO ............................................................................................. 175
FIGURA 454. DISTRIBUCIÓN DE PERNOS EN LAS PLACAS PARA
EMPOTRAMIENTO DEL ALA ............................................................................. 177
FIGURA 465. PLANTEAMIENTO DE LA SIMULACIÓN. .................................... 180
FIGURA 476. MODELO DE LA SIMULACIÓN. ................................................... 182
FIGURA 487. DEFORMACIÓN DEL TUBO ........................................................ 182
FIGURA 498. ESFUERZO DE DEFLEXIÓN MÁXIMO ........................................ 183
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. .......................................................................................................... 185
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. .............................. 186
FIGURA 52. CALCULO MATERIAL VIGA PRINCIPAL WING BOX. TOMADODE
ARCHIVOS DE CAD DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCION
20
DE UN VEHICULO AEREO NO TRIPULAFO (UAV) NAVIGATOR X-02” Y
MODIFICADO POR LOS AUTORES. ................................................................. 187
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. .............................. 188
FIGURA 54. BORDE DE ATAQUE ALA CENTRAL TERMINADO ..................... 193
FIGURA 55. COSTILLAS DEL BORDE DE FUGA DEL ALA CENTRAL. .......... 194
FIGURA 56. PIEL DEL EXTRADOS EN EL BORDE DE FUGA DEL ALA
CENTRAL............................................................................................................ 195
FIGURA 57. BORDES DE FUGA TERMINADOS .............................................. 195
FIGURA 58. 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. .......................................................................................................... 197
FIGURA 59. APLICACIÓN DE LAS CAPAS DE FIBRA Y RESINA PARA HACER
EL LAMINADO. ................................................................................................... 199
FIGURA 60. PIEL DEL WINGBOX DEL ALA CENTRAL TERMINADA Y
CORTADA ........................................................................................................... 199
FIGURA 61. DISTRIBUCIÓN DE LAS COSTILLAS PARA HACER EL LAMINADO
............................................................................................................................ 201
FIGURA 62. PROCESO DE CONSTRUCCIÓN DE LAS COSTILLAS .............. 203
21
FIGURA 63. APLICACIÓN DE LAS CAPAS DE FIBRA Y RESINA PARA HACER
EL LAMINADO. ................................................................................................... 203
FIGURA 64. MONTAJE PARA GENERAR VACIO EN EL PROCESO DE
CURADO DEL LAMINADO ................................................................................. 204
FIGURA 65. COSTILLAS WING BOX ALA CENTRAL Y ALA EXTERIOR ........ 205
FIGURA 66. PLANO DE LA VIGA PRINCIPAL PARA HACER EL
DIMENCIONAMIENTO DEL MATERIAL A UTILIZAR EN SU CONSTRUCCION
............................................................................................................................ 207
FIGURA 67. MOLDE DEL WING BOX. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO
“DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO
(UAV) NAVIGATOR X-02” ................................................................................... 208
FIGURA 68. ALARGAMIENTO DEL MOLDE PARA ALARGAMIENTO DE LA
VIGA .................................................................................................................... 208
FIGURA 69. PROCESO DE CONSTRUCCIÓN DE LA VIGA PRINCIPAL DEL
ALA CENTRAL .................................................................................................... 209
FIGURA 70. MONTAJE DE LA VIGA APLICANDO VACÍO ............................... 210
FIGURA 71. VIGA PRINCIPAL DEL WING BOX DEL ALA CENTRAL
TERMINADA ....................................................................................................... 211
FIGURA 72. PLANO DE LA VIGA SECUNDARIA DEL WING BOX DEL ALA
CENTRAL PARA DIMENSIONAMIENTO DEL MATERIAL A UTILIZAR ............ 213
FIGURA 73. MOLDE DEL WING BOX. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO
“DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO
(UAV) NAVIGATOR X-02” ................................................................................... 214
22
FIGURA 74. CORTE DE LAS CAPAS DE FIBRA PARA EL LAMINADO .......... 215
FIGURA 75. VIGA PRENSADA EN EL PROCESO DE CURADO DEL MATERIAL
............................................................................................................................ 215
FIGURA 76. VIGA SECUNDARIA DEL WING BOX DEL ALA CENTRAL
TERMINADA ....................................................................................................... 216
FIGURA 77. APLICACIÓN DE PEGAMENTO PARA PEGAR LA VIGA
PRINCIPAL CON LA PIEL DEL INTRADOS DEL ALA CENTRAL...................... 217
FIGURA 78. ENSAMBLAJE Y PEGADO DE LA VIGA SECUNDARIA CON LA
PIEL DEL INTRADOS DEL ALA CENTRAL. ....................................................... 218
FIGURA 79. ENSAMBLAJE Y PEGADO DE LAS COSTILLAS A LAS VIGAS Y
PIEL DEL INTRADOS DEL ALA EXTERIOR. ..................................................... 219
FIGURA 80. INSTALCION DE LOS TUBOS DE REFUERZO PARA LA UNION DE
LAS ALAS. .......................................................................................................... 220
FIGURA 81. REFUERZOS DE LOS TUBOS PARA SU ENSAMBLAJE EN EL
ALA. .................................................................................................................... 220
FIGURA 82. CONSTRUCCIÓN DE LA PIEL DEL ALA EXTERIOR. PROCESO DE
TRENZADO......................................................................................................... 221
FIGURA 83. COSTILLAS DEL WING BOX DEL ALA EXTERIOR ..................... 222
FIGURA 84. PLANO DE LAS VIGAS, CAPS Y LARGUERILLOS DEL ALA
EXTERIOR PARA EL DIMENCIONAMIENTO DEL MATERIAL A UTILIZAR. .... 223
FIGURA 85. PLANO DE LAS VIGAS, CAPS Y LARGUERILLOS DEL ALA
EXTERIOR PARA EL DIMENCIONAMIENTO DEL MATERIAL A UTILIZAR. .... 224
23
FIGURA 86. PROCESO DE CONSTRUCCION DEL LAMINADO PARA LAS
VIGAS, CAPS Y LARGUERILLOS DEL WING BOX DEL ALA EXTERIOR. ....... 224
FIGURA 87. CORTE DE LAS VIGAS, CAPS Y LARGUERILLOS DEL WING BOX
DEL ALA EXTERIOR. ......................................................................................... 225
FIGURA 88. CONSTRUCCIÓN DEL BORDE DE FUGA DEL ALA EXTERIOR 225
FIGURA 89. COSTILLLAS DEL BORDE DE ATAQUE DEL ALA EXTERIOR. .. 226
FIGURA 90. BORDE DE ATAQUE ALA EXTERIOR TERMINADO ................... 227
FIGURA 91. PLANOS DE LOS JIGS UTILIZADOS PARA EL ENSAMBLAJE DEL
ALA EXTERIOR. ................................................................................................. 228
FIGURA 92. PLANOS DE LOS JIGS UTILIZADOS PARA EL ENSAMBLAJE DEL
ALA ..................................................................................................................... 228
FIGURA 93. DISTRIBUCION DE LOS JIGS EN LA MESA DE TRABAJO ........ 230
FIGURA 94. INSTALACIÓN DE LOS JIGS EN LA MESA DE TRABAJO .......... 231
FIGURA 95. PEGADO DE LAS COSTILLAS CON LA PIEL DEL INTRADOS Y
EXTRADOS DEL ALA EXTERIOR ...................................................................... 232
FIGURA 96. CAP DE LA VIGA SECUNDARIA DEL ALA EXTERIOR ............... 232
FIGURA 97. CAP DE LA VIGA PRINCIPAL DEL ALA EXTERIOR .................... 233
FIGURA 98. PROCESO DE PEGADO DE LOS COMPONENTES DEL WINGBOX
DEL ALA EXTERIOR. ......................................................................................... 234
FIGURA 99. PROCESO DE ENSAMBLAJE DEL ALA EXTERIOR ................... 235
FIGURA 100. PUNTA DEL BORDE DE ATAQUE DEL ALA EXTERIOR .......... 235
24
FIGURA 101. ENSAMBLAJE DEL BORDE DE FUGA DEL ALA EXTERIOR ... 236
FIGURA 102. TUBO DE SUJECIÓN DE LAS ALAS. ......................................... 237
FIGURA 103. PERNOS DE SUJECIÓN DE LAS VIGAS PRINCIPALES DE LAS
DOS ALAS. ......................................................................................................... 238
FIGURA 104. ENSAMBLAJE FINAL DEL ALA .................................................. 239
FIGURA 105. ENSAMBLAJE FINAL DEL ALA .................................................. 239
FIGURA 106. UBICACIÓN DE LOS ACTUADORES EN EL BANCO DE
PRUEBAS. .......................................................................................................... 240
FIGURA 107. REDISTRIBUCION DE LOS ACTUADORES EN EL BANCO DE
PRUEBAS ........................................................................................................... 242
FIGURA 108. DISPOSITIVOS DE DISTRIBUCIÓN DE CARGAS ..................... 244
FIGURA 109. MONTAJE PARA LAS PRUEBAS EN EL BANCO ....................... 245
FIGURA 110. ALA EN EL BANCO PARA LAS PRUEBAS ................................. 247
FIGURA 111.SECCIONES ABARCADAS PARA LA PUNTUALIZACIÓN DE LAS
CARGAS. ............................................................................................................ 248
FIGURA 112.ENMALLADO DEL ALA ................................................................. 253
FIGURA 113. DETALLES DEL ENMALLADO PARA LA SIMULACIÓN ............. 253
FIGURA 114. VISTA DEL ENMALLADO PARA LA SIMULACIÓN ..................... 254
FIGURA 115. FUERZAS APLICADAS EN EL ALA. ............................................ 254
FIGURA 116. DEFORMACIÓN TOTAL DEL ALA. .............................................. 256
FIGURA 117. FACTOR DE SEGURIDAD. .......................................................... 257
25
FIGURA 118. CUADRICULA PARA MEDIR LA DEFORMACIÓN DEBIDO A LA
CARGA DE DRAG (INTERLINADO DE CUADRICULA DE 5MM) ...................... 259
FIGURA 119. DEFORMACION EN LA RAIZ DEL ALA DEBIDA A LA CARGA DE
DRAG. (INTERLINADO DE CUADRICULA DE 5MM) ........................................ 260
FIGURA 120. DEFORMACION EN LA PUNTA DEL ALA DEBIDA A LA CARGA
DE DRAG. (INTERLINADO DE CUADRICULA DE 5MM) .................................. 260
FIGURA 121. DEFORMACIÓN EN LA PUNTA DEL ALA DEBIDA A LA CARGA
DE SUSTENTACIÓN (INTERLINADO DE CUADRICULA DE 5MM) .................. 261
FIGURA 122. DEFORMACIÒN EN LA RAIZ DEL ALA DEBIDA A LA CARGA DE
SUSTENTACIÒN (INTERLINADO DE CUADRICULA DE 5MM) ........................ 262
FIGURA 123. DEFORMACIÓN A LO LARGO DEL ALA DEBIDA A LA CARGA DE
SUSTENTACIÓN (INTERLINADO DE CUADRICULA DE 5MM) ........................ 262
26
LISTA DE TABLAS
Pág.
Tabla 1. PRESUPUESTO PARA LA REALIZACIÓN DE LA INVESTIGACIÓN. ... 48
Tabla 2. DISTRIBUCIÓN DE SUSTENTACIÓN ALA NAVIGATOR X-02 ............. 75
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”. .............................................................................................. 91
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” ............................................................................................... 92
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” ........................ 93
27
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” ........................ 94
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” ......................................... 101
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” ......................................... 102
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” ......................................... 103
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” ......................................... 104
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”. ...................................................... 106
Tabla 12. MOMENTOS DE INERCIA RESPECTO AL CENTROIDE DEL
WINGBOX EN LA ESTACIÓN 0.TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO
28
Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV)
NAVIGATOR X-02”. ............................................................................................ 107
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” ............................................................................................. 109
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”. ............................................................................................ 110
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”. ............................................................................................ 111
Tabla 16. CALCULO DEL FLUJO CORTANTE. TOMADO DEL TRABAJO DE
GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO
TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02” ............................................................. 114
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” ............................................................. 116
Tabla 18. FACTORES DE SEGURIDAD ............................................................ 127
29
Tabla 19. DIMENCIONES DE LAS PROBETAS. TOMADA DE LA NORMATIVA
............................................................................................................................ 133
Tabla 20. RESULTADOS MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS FIBRA DE
CARBONO-RESINA EPÓXICA ........................................................................... 136
Tabla 21. RESULTADOS MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS FIBRA DE
CARBONO-RESINA POLIESTER....................................................................... 142
Tabla 22. RESULTADOS MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS FIBRA DE
VIDRIO-RESINA POLIESTER ............................................................................ 147
Tabla 23. RESULTADOS MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS FIBRA DE
VIDRIO-RESINA POLIESTER ............................................................................ 154
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
30
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.
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.
31
Universidad
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.
32
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
33 y JOSE MANUEL CASTIBLANCO QUINTERO de la
PARA EL AVIÓN ACROLITE” de ARMANDO LEGA RUIZ
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.
34
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.
35
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.
36
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,
compuestos de matriz polimérica
específicamente en materiales
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.
37
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
calcular
la
matriz
esfuerzo-deformación
para
materiales
para
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
6
donde
primero que todo se debió
Trabajo 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.
38
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.
39
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.
40
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,
41
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
42
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.
43
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.
44
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.
45
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.
46
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
47
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.
No
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
PRESUPUESTO PROYECTO DE GRADO
ITEM
CANTIDAD
LIJA
1/2 PLIEGO
CIANOCLORATO
20 g
MEK PEROXIDO
1 ONZA
MONOMERO ESTIRENO
OCTOATO DE3 COBALTO
TRANSPORTE
…
BROCHAS
2
CINTA
1 ROLLO
FIBRA DE CARBONO
3 YARDAS
TABLA PARA LA MESA
1
FIBRA DE VIDRIO (ERROR)
4 m2
RESINA POLIESTER
FIBRA DE VIDRIO UTILIZADA
4 m2
BALSO
11 TABLAS
CABLE DE DATOS PROGRAMA DEL BANCO
1
TRANSPORTE
…
VIDRIO PARA TRABAJAR
1
48
$
$
$
$
$
$
$
$
$
$
$
$
$
$
$
$
$
VALOR
3.500
7.500
3.000
5.500
4.000
10.000
5.500
1.700
411.000
100.000
20.000
7.000
120.000
55.000
35.000
3.000
27.000
18
19
20
21
22
23
24
25
26
27
28
29
30
31
32
34
35
36
37
38
39
40
41
42
43
44
45
46
47
CINTA
CINTA
FIBRA DE CARBONO
CONTAC
PLASTICO PARA VACIO
CINTA
TRANSPORTE
FIBRA DE CARBONO
IMPRESIÓN PLANOS JIGS
RESINA POLIESTER
TRANSPORTE
LAMINA DE ACERO 1020 (4"*1/4"*1.40)
TORINILLOS, TUERCAS Y ARANDELAS BANCO
TORNILLOS, TUERCAS Y ARANDELAS ALA
TUBOS DE SUJECION DEL ALA
TRANSPORTE
MONOKOTE
TRANSPORTE
MATERIALES DE PAPELERIA
MATERIALES DE PAPELERIA
CINTA DE ENMASCARAR
CONTAC
PLOTER CUADRICULA
BROCAS
TORNILLOS, TUERCAS Y ARANDELAS ALA
MANGUERA PARA EL BANCO
PINTURA
TRANSPORTE
IMPRESIONES
TOTAL
APORTE DE CADA INTEGRANTE
49
1 ROLLO
1 ROLLO
3 YARDAS
1 ROLLO
3 METROS
1 ROLLO
$
2.700
$
4.700
$
476.000
$
11.000
$
10.000
$
2.000
$
10.000
1-1/2 YARDA $
226.200
$
4.200
1 KG
$
8.200
$
10.000
$
50.000
30 c/u
$
4.000
8 c/u
$
3.500
2
$
15.000
$
10.000
4 ROYOS
$
96.000
$
10.000
$
16.000
$
7.000
2 ROYOS
$
4.000
1 ROYO
$
11.000
$
75.000
7
$
28.000
$
8.000
4 METROS
$
20.000
1/4 DE G
$
8.500
$
10.000
$
80.000
$ 2.039.700
$
509.925
2
2.1
MARCO DE REFERENCIA
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.
50
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.
51
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.
52
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.
53
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
54
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
55
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
56
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.
57
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
58
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.
59
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
11
CIVIL AVIATION SAFETY AUTHORITY AUSTRALIA. Design Standards: Unmanned Aerial Vehicles- Aeroplanes
Australia.
60
3
METODOLOGÍA.
La metodología que se utilizó para la realización de esta investigación se
encuentra consignada en el siguiente diagrama de flujo:
61
62
63
64
65
66
67
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
68
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
69
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.
70
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
71




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
72
4
4.1
DESARROLLO INGENIERIL
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.
73
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.
74
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]
2.5
2.25
2
1.75
1.5
1.25
1
0.75
0.5
0.25
0
75
L(Y) Derecha
[N]
0
29.30352231
40.33613445
48.00960288
53.78151261
58.22019521
61.61446313
64.13036648
65.86863174
66.88991174
67.22689076
FIGURA 1. DISTRIBUCIÓN DE SUSTENTACIÓN ALA DEL NAVIGATOR X-02.
Distribución de Lift
CARGA ALAR [N]
80
70
60
50
40
Distribución de Lift
30
20
10
0
0
0,5
1
1,5
2
2,5
3
ESTACION DEL ALA [m]
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
76
Donde
Ecuación 3
La ecuación 3 queda:
Ecuación 4
Donde:
CD,O, es el coeficiente de drag parasito, según cálculos del diseño del Navigator X02 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.
77
FIGURA 2. DISTRIBUCIÓN DE SUSTENTACIÓN ALA DEL NAVIGATOR X-02.
Distribución de Drag
CARGA ALAR [N]
5
4,5
4
3,5
3
2,5
2
1,5
1
0,5
0
Distribución de Drag
0
1
2
3
ESTACION DEL ALA [m]
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:
78
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
79
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
80
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.
81
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.
82
(
)
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 X02”, 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.
83
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 X02”, 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
FIGURA 4. DISTRIBUCIÓN Y UBICACIÓN DE LAS VIGAS EN EL ALA, EL CENTRO DE CARGA Y EL CENTRO ELÁSTICO 2°
85
FIGURA 5. DISTRIBUCIÓN Y UBICACIÓN DE LAS VIGAS EN EL ALA, EL CENTRO DE CARGA Y EL CENTRO ELÁSTICO 12°
86
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.
87
FIGURA 6. DISTRIBUCIÓN DE LAS ESTACIONES DEL ALA
88
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
89
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
resultados obtenidos del anterior calculo.
16
CIVIL AVIATION SAFETY AUTHORITY AUSTRALIA. Design Standards: Unmanned Aerial Vehicles- Aeroplanes
Australia.
90
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”.
91
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”
92
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”
93
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”
94
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
95
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.
96
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).
97
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.
98
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
99
(
)
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.
100
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”
101
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”
102
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”
103
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.
104
FIGURA 11. DISTRIBUCIÓN DE LOS ESFUERZOS EN UNA VIGA CON ORIFICIOS DE
17
ALIGERAMIENTO .
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.
105
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.
106
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.
107
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.
108
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”
109
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 X02”, 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.
110
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”.
111
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 X02”, 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
112
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”
113
Tabla 16. CALCULO DEL FLUJO CORTANTE. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO
AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”
114
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 X02”, 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
115
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.
116
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.
117
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.
118
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”
119
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 X02”
120
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:
121
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)
122
-
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 Navigator 22 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
123
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.
124
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.
125
Se hacen los mismos cálculos para las 5 bahias que se asumen.
Y se tienen los siguientes resultados
Bahía 2.
Bahía 3.
Bahía 4.
126
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
Viga Principal OW
Piel Wingbox
Viga Principal Wingbox
Costilla #3
Margen de Seguridad
Factor de Seguridad
0,17
1,17
0,3
1,3
0,021
1,021
0,28
1,28
127
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 X02, 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
128
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
www.freemeteo.com
129
El porcentaje fibra- resina que se utilizó es el siguiente:
Fibra de carbono: 45%.
Resina Epóxica: 55%.
Estos porcentajes son tomados de la experiencia de personas que trabajaron en el
proyecto de grado del Navigator X-02, con estas cantidades se garantiza que las
capas de fibra quedaran impregnadas en su totalidad con resina, pero sin saturar
el material, para ello después de aplicar la última capa se debe retirar el sobrante
de resina con la ayuda de una espátula o cualquier otra herramienta que lo
permita,
de lo anterior depende que el material compuesto quede con las
cantidades adecuadas de sus componentes y
que se evite el desperdicio de
resina. En teoría, los porcentajes más adecuados podrían ser 50% y 50% de
resina y fibra respectivamente, pero se deben tener en cuenta las pérdidas que
están presentes en cualquier proceso, si no se tienen en cuenta estas pérdidas, se
corre el riesgo de que la cantidad de resina sea insuficiente y que quede una capa
de fibra con faltante de resina, lo cual también dañaría todo el laminado.
Una vez cortadas las capas de fibra, se pesan en la gramera para determinar la
cantidad de resina que se va a usar de acuerdo al porcentaje antes mencionado.
Con lo anterior se obtuvo:
Peso fibra: 63.8 g. (Dado por la gramera)
Mediante una regla de tres se sabe que el peso de la resina que se debe usar es:
Peso Resina: 77.9 g. (calculado)
Presión de Vacio: 9 bar
Para la fabricación del laminado, lo primero que se debe hacer es preparar
cuidadosamente el sitio en el que se va a trabajar y la superficie sobre la cual se
va a hacer el laminado, teniendo especial cuidado de que esté libre de suciedad,
130
la cual puede afectar las propiedades del laminado y variar los resultados para la
caracterización. También se debe tener en cuenta que la superficie sobre la cual
se va a trabajar debe estar forrada con un plástico que facilita desmoldar la
probeta una vez curada, en caso de no contar con este plástico, se debe aplicar
cera desmoldante y después alcohol polivinilico, el número de capas necesario de
acuerdo a la superficie sobre la que se aplique (para superficies lisas 2 capas de
cada uno y para superficies rugosas mínimo 5 capas de cada uno, asegurándose
de que las capas aplicadas queden uniformemente distribuidas en la superficie).
Habiendo calculado las cantidades de material a utilizar, se procede a preparar la
resina necesaria, es importante tener en cuenta que una vez preparada, el tiempo
disponible para hacer el laminado es limitado ya que la resina empezara a curarse
y si no se utiliza rápidamente, el material se perderá.
De acuerdo a lo anterior, se aplica la primera capa de resina sobre la superficie de
trabajo, de tal forma que esta quede uniforme y utilizando la cantidad adecuada,
luego se pone la primera capa de fibra, asegurándose de que esta quede
impregnada en su totalidad por la resina, lo siguiente es repetir el proceso hasta
llegar a la última capa de fibra.
FIGURA 20. CONSTRUCCIÓN DEL LAMINADO PARA HACER PROBETAS DE FIBRA DE
CARBONO CON RESINA EPÓXICA
131
En la Figura 20 se muestra la construcción del laminado con resina epóxica el cual
se realizo en condiciones de temperatura ambiente (18°C que era la temperatura
en ese momento, con una humedad relativa de 64%, teniendo presente que más
adelante se tendrá en cuenta el (%) de error por no estar en un ambiente de
temperatura y humedad relativa constante), el tiempo necesario para que este
cure que es 24 horas, después
se verifica que el laminado este seco, se
desmolda y finaliza cortando las probetas como se ve en la FIGURA 21. Las
dimensiones que deben tener estas probetas se ven en la tabla 18, para este
caso se usan las dimensiones de un laminado unidireccional a 0° de orientación.
132
Tabla 19. DIMENCIONES DE LAS PROBETAS. TOMADA DE LA NORMATIVA
25
FIGURA 21. PROBETAS DE FIBRA DE CARBONO CON RESINA EPOXICA
25
ASTM Destination: D 3039/D 3039M – 95a Standard test methods for tensile properties of polymer matrix composite materials, pág 6.
133
Se hace la evaluación de las probetas en la maquina universal de ensayos como
se ve en la FIGURA 22.
FIGURA 22. EVALUACIÓN DE PROBETAS DE FIBRA DE CARBONO CON RESINA EPÓXICA
EN LA MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS
Los resultados para este laminado son mostrados en la FIGURA 23 y en la tabla
20.
134
FIGURA 23. ESFUERZO VS DEFORMACIÓN FIBRA DE CARBONO-RESINA EPÓXICA
135
En la gráfica se aprecia como la línea de tendencia de relación esfuerzodeformación unitaria asciende de forma exponencial a tal punto donde la resina
llega a su mayor resistencia (300 Mpa). En esta prueba, se ve como la resina tiene
una gran elasticidad, por lo cual las capas de resina no se fracturan antes de
romperse la probeta. Los 300 Mpa que se muestran con la línea azul, determinan
que en este punto hay rompimiento de todas las capas de resina y fibra, siendo
esta el esfuerzo de tensión último que resiste el material, con el cual sufre una
deformación unitaria del 3,87%. La tabla 24 muestra los resultados de la prueba
en todas las probetas y el promedio de las 3 pruebas, el cual sería el dato más
confiable.
FIGURA 24. RESULTADOS DE EVALUACIÓN DE PROBETAS DE FIBRA DE CARBONO CON
RESINA EPÓXICA EN LA MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS
Tabla 20. RESULTADOS MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS FIBRA DE CARBONO-RESINA
EPÓXICA
136
4.2.2 FIBRA DE CARBONO-RESINA POLIESTER
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%, según un
sitio de internet que monitorea las condiciones ambientales de Colombia26.
El proceso es exactamente igual al anterior ya que lo que se busca es hacer una
comparación de los dos tipos de resina con que se cuenta (resina epóxica y resina
poliéster), utilizando la misma fibra, por esta razón se usa la misma cantidad de
capas para obtener el mismo espesor, se tienen las mismas consideraciones en
cuanto a cantidad de resina a utilizar, la diferencia radica en que la resina poliéster
necesita un agente catalizador (MEK PEROXIDO), el cual se aplica entre 1% y 3%
según las necesidades, para este caso se usa 1% de la mezcla resina-catalizador,
con fines de tener un tiempo de curado más largo, lo que da más tiempo para
trabajar teniendo en cuenta que los laminados que se van a hacer son de gran
tamaño y se necesita el tiempo suficiente para esparcir la resina a lo largo de todo
el laminado y sobre todas las capas. Además de ello, se tendrá en cuenta el % de
error que induce el cambio de condiciones de temperatura y humedad relativa, ver
tabla 25, las cuales mostradas anteriormente. De acuerdo a lo anterior, la mezcla
resina-catalizador va a ser la siguiente:
Resina poliéster: 99%
Catalizador: 1%.
Para hacer el cálculo de los materiales a utilizar, lo primero que se hace es cortar
las capas de fibra de carbono exactamente iguales a las del paso anterior. Luego
se pesan, obteniendo lo siguiente:
Peso fibra: 63.8 g. (Dado por la Gramera)
26
www.freemeteo.com
137
Por medio de una regla de tres se obtiene el peso de la mezcla de la resina que
será:
Peso mezcla de resina: 77.9 g. (Calculado)
El cual se distribuirá de la siguiente forma:
Resina poliéster (99%): 77.1 g. (Calculado)
Catalizador Mek Peróxido (1%): 0.7 g. (Calculado)
Estas cantidades serán medidas con la misma gramera que se pesó la fibra, para
tener el mínimo de error. El cual existirá de todas formas por la imprecisión que
tiene la gramera al dar solo un decimal. Por lo anterior, se tendrá un faltante de 0.1
g de mezcla resina-catalizador, el cual corresponde a 0.077%, lo cual es
totalmente aceptable, teniendo en cuenta que cuando se hizo el cálculo de la
distribución de fibra-resina, se tuvieron en cuenta las perdidas.
Teniendo listos los materiales, se hace el mismo proceso que se hizo para las
probetas anteriores:
Preparar la superficie de trabajo.
Aplicar las capas de resina y fibra como se ve en la FIGURA 25.
138
FIGURA 25.
CONSTRUCCIÓN DEL LAMINADO PARA HACER PROBETAS DE FIBRA DE
CARBONO CON RESINA POLIESTER

Dejar curar el laminado
Cortar las probetas. Las dimensiones que deben tener estas probetas se ven en la
tabla 18, para este caso se usan las dimensiones de un laminado unidireccional a
0° de orientación.

Evaluar las probetas en la maquina universal de ensayos.
La FIGURA 26 muestra el lugar donde fallo la probeta, la des-laminación de la
resina y la ruptura de la fibra.
139
FIGURA 26. RESULTADOS DE EVALUACIÓN DE PROBETAS DE FIBRA DE CARBONO CON
RESINA EPÓXICA EN LA MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS
La FIGURA 27 y la tabla 20, muestran los resultados dados por la maquina
universal de ensayos para estas probetas.
140
FIGURA 27. ESFUERZO VS DEFORMACIÓN FIBRA DE CARBONO-RESINA POLIESTER
141
Se puede saber de esta gráfica, que aplicando una fuerza de unos 20.000 N, las
características de este laminado y la resina poliéster que es la usada, llega a un
esfuerzo de tensión último de 410 Mpa. Con este esfuerzo de tensión último, la
probeta sufre una deformación unitaria de 4,62%. De lo anterior se sabe que un
laminado con resina poliéster tiene mucha más resistencia a esfuerzos de tensión
que si hubiera sido construido con resina epóxica. De lo anterior se puede concluir
también, que la resina poliéster trabaja mejor y tiene mejores propiedades físicas
para resistir cargas de tensión, a pesar de que la resina epóxica tiene cerca del
doble de modulo de elasticidad. Adicionalmente, se ve que la deformación que
sufren estas probetas resistiendo mayor carga de tensión es muy cercana a la
deformación que sufrieron las probetas que se hicieron con resina epóxica.
De estas pruebas podemos ya comenzar a concluir que tipo de resina nos
conviene más para nuestro objetivo final lo cual es hallar la mejor combinación de
materiales según su caracterización y sus propiedades mecánicas.
Tabla 21. RESULTADOS MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS FIBRA DE CARBONO-RESINA
POLIESTER
4.2.3 FIBRA DE VIDRIO (TIPO VOLAN) - RESINA POLIESTER.
La construcción del laminado de 0° se hizo el día 12 de octubre de 2011 a las 12
m, con una temperatura ambiente de 17°C y una humedad relativa del 64%27.
27
www.freemeteo.com
142
El proceso es el mismo que con fibra de carbono, lo que se busca es hacer una
comparación ahora de los dos tipos de fibra con que se construyen piezas en el
ala del Navigator X-02 (fibra de vidrio y fibra de carbono) utilizando la misma
resina (poliéster). Se cortan las 8 capas de fibra de vidrio (tipo volan) a 0° con las
mismas dimensiones y se pesan para hacer los respectivos cálculos de material.
Peso fibra: 59.3 g (Dado por la Gramera).
Haciendo una regla de tres se obtiene el peso de la mezcla resina-catalizador:
Peso mezcla resina poliéster y catalizador: 72.4 g. (Calculado)
Como se dijo antes, se usara un 1% de catalizador en la mezcla resinacatalizador, para garantizar un tiempo de curado más prolongado, para tener el
tiempo suficiente de trabajo, por lo anterior:
Resina poliéster (99%): 71.7 g. (Calculado)
Catalizador Mek Peróxido (1%): 0.7 g. (Calculado)
En este caso el porcentaje de error por imprecisión de la herramienta de medición,
es despreciable por ser tan bajo.
Se sigue el mismo proceso anterior.

Preparar la superficie de trabajo.

Aplicar las capas de resina y fibra como se muestra en la FIGURA 27.
143
FIGURA 28. CONSTRUCCIÓN DEL LAMINADO PARA HACER PROBETAS DE FIBRA DE
VIDRIO (TIPO VOLAN) CON RESINA POLIESTER

Dejar curar el laminado, a la temperatura y porcentaje de humedad relativa
que se especificó antes, más adelante se tendrá el % de error debido a la
variación de estas condiciones, ver tabla 25.
Cortar el laminado para obtener unas probetas como las de la FIGURA 28. Las
dimensiones que deben tener estas probetas se ven en la tabla 18, para este
caso se usan las dimensiones de un laminado unidireccional a 0° de orientación.
FIGURA 29. PROBETAS DE FIBRA DE VIDRIO (TIPO VOLAN) CON RESINA POLIESTER
144

Evaluar las probetas en la maquina universal de ensayos, FIGURA 30.
FIGURA 30. EVALUACIÓN DE PROBETAS DE FIBRA DE VIDRIO (TIPO VOLAN) CON RESINA
POLIESTER EN LA MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS
Se obtienen los resultados que se observan en la FIGURA 31 y en la tabla 21.
145
FIGURA 31. ESFUERZO VS DEFORMACIÓN FIBRA DE VIDRIO-RESINA POLIESTER
146
En la gráfica se puede observar como la línea de tendencia de relación esfuerzodeformación tiene un comportamiento ascendente casi constante hasta llegar a
110 Mpa el cual es el punto de mayor resistencia de la resina. Después de este
punto se evidencia rompimiento y desprendimiento de las capas de resina, por lo
cual se empiezan a ver unos sobresaltos y caídas consecutivas. A medida que se
aumenta la tensión, la resistencia del material se mantiene linealmente constante
hasta que el esfuerzo es demasiado grande, lo que produce un crack en una
sección del material a medida que se aumenta la carga, dando como resultado
final la ruptura de la probeta a un esfuerzo de (157Mpa).
En la tabla 22 se ven los resultados numéricos dados por la maquina universal de
ensayos.
Tabla 22. RESULTADOS MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS FIBRA DE VIDRIO-RESINA
POLIESTER
4.2.4 FIBRA DE VIDRIO (TIPO VOLAN)-RESINA POLIÉSTER CON VACÍO.
La construcción del laminado se hizo el día 13 de octubre de 2011 a las 12 m, con
una temperatura ambiente de 17°C y una humedad relativa del 60%.
Con fines de obtener resultados más cercanos a la realidad, más precisos y más
confiables, decidió hacerse una prueba del material aplicándole vacio. Al aplicar
vacio, se garantiza que la cantidad de resina del laminado va a más exacta y
cercana a la teoría, ya que con el vacio se retiran los excesos de la misma, así
mismo el proceso de curado se hace en mejores condiciones y las propiedades
finales del material son mejores.
147
Las probetas se hacen de igual forma que las anteriores, lo único que cambia es
que para el proceso de curado de las mismas se aplica vacio, cuyo proceso se
explicara más adelante.
El peso de los materiales es como sigue a continuación:
Peso fibra: 59.3 g. (Dado por la gramera)
Mediante la regla de tres como en los anteriores cálculos, se obtiene:
Peso mezcla de resina y catalizador: 72.4 g. (Calculado)
Los cuales se distribuyen así:
Resina poliéster (99%): 71.7 g. (Calculado)
Catalizador Mek Peróxido: 0.7 g. (Calculado)
Al igual que en la prueba anterior, el faltante de mezcla resina-catalizador es
despreciable por ser tan cercano a 0.
Se sigue el mismo proceso anterior.

Preparar la superficie de trabajo.

Aplicar las capas de resina y fibra, FIGURA 32.
148
FIGURA 32. CONSTRUCCIÓN DEL LAMINADO PARA HACER PROBETAS DE FIBRA DE
VIDRIO (TIPO VOLAN) CON RESINA POLIESTER

Para el proceso de vacío, se hace un montaje en el cual ya se tiene el
laminado listo, después de haber aplicado todas las capas de fibra y resina
que fueron previstas. Después de la última capa de fibra con su respectiva
resina, se aplica una tela porosa llamada brioni, que absorberá los excesos
de resina para garantizar que el laminado tendrá la cantidad de resina
adecuada. Posterior al brioni, se pone un retazo de guata, la cual ayuda en
el proceso de vacío y mantiene aislado el plástico de vacío del laminado.
Por último se hace el montaje con el que se generara vacío, se pone un
plástico que soportara el vacío, este plástico va sellado con la superficie en
la cual se hizo el laminado, para hacer este sellado, se puede utilizar una
cinta especial que tiene aspecto de chicle, la cual sella totalmente el
plástico con la superficie de trabajo, garantizando que no habrá ningún
escape del vacío, cabe aclarar que este sellamiento se puede hacer con
cinta más convencional que se puede comprar en una papelería, siempre y
cuando se tenga certeza de que no hay escape de vacío.

Por último, se ensambla la boquilla como se ve en la FIGURA 33, esta
boquilla asegura entre si el plástico que fue puesto previamente, se debe
tener especial cuidado en que el plástico quede bien aprisionado por la
149
boquilla y que no tenga fugas por la misma. Teniendo todo el sistema
montado, se conecta la manguera del sistema de vacío que se tiene en la
Universidad a la salida del compresor y después de generar el vacío como
se muestra en la FIGURA 33 se deja una hora mientras se aplica calor para
lograr un mejor curado del laminado.
FIGURA 33. PREPARACIÓN DE VACIO PARA EL CURADO DEL LAMINADO
FIGURA 34. VACIO PARA EL CUERADO DEL LAMINADO
150

Dejar curar la probeta con una presión de vacío de 9 bar por 2 horas,
dependiendo de la disponibilidad de tiempo para usar las herramientas.

Retirar el sistema con el que se hizo vacío.

Desmoldar el laminado

Cortar las probetas, FIGURA 35. Las dimensiones que deben tener estas
probetas se ven en la tabla 18, para este caso se usan las dimensiones de
un laminado unidireccional a 0° de orientación.
FIGURA 35. PROBETAS DE FIBRA DE VIDRIO (TIPO VOLAN) CON RESINA POLIESTER.
CURADO CON VACIO
-
Evaluar las probetas en la maquina universal de ensayos, FIGURA 35.
151
FIGURA 36. EVALUACION DE PROBETAS DE FIBRA DE VIDRIO (TIPO VOLAN) CON RESINA
POLIESTER EN LA MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS. CURADO CON VACIO.
Los resultados de esta prueba, se muestran en la FIGURA 37 y en la tabla 22.
152
FIGURA 37. ESFUERZO VS DEFORMACIÓN FIBRA DE VIDRIO-RESINA POLIESTER. UTILIZANDO VACIO
153
En la gráfica se puede apreciar que la línea de tendencia de esfuerzodeformación unitaria conserva la misma curva que las probetas de fibra de vidrio
sin vacío pero a diferencia de la anterior, en esta se puede observar que su
resistencia es menor disminuyendo
las propiedades del laminado ya que las
capas de resina son mucho más delgadas. Las capas de resina pudieron haberse
quebrado a los 70Mpa ya que notamos que la tendencia comienza a variar, tiene
picos de subida inmediatamente seguidos por picos de bajada, que indican
rompimiento de las capas de resina. Tiene ese comportamiento hasta que
únicamente la fibra resiste la carga y se rompe la probeta a 171 Mpa que es el
esfuerzo de tensión último que resistió el laminado, teniendo una deformación
unitaria del 5,15%. Se puede concluir a partir de lo anterior, que el proceso de
vacío, es muy importante para que la pieza quede mucho mejor, adquiriendo la
forma del molde, pero también, el proceso de vacio retira el sobrante de resina en
todas las capas, haciendo que queden más delgadas y disminuyendo su
resistencia.
La tabla 23 muestra los resultados numéricos dados por la maquina universal de
ensayos.
Tabla 23. RESULTADOS MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS FIBRA DE VIDRIO-RESINA
POLIESTER
154
4.2.5 FIBRA DE CARBONO Y FIBRA DE VIDRIO-RESINA POLIESTER.
La construcción del laminado se hizo el día 13 de octubre de 2011 a las 12 m, con
una temperatura ambiente de 16°C y una humedad relativa del 60% 28. El
porcentaje de error por la variación de las condiciones de humedad relativa y
temperatura serán tenidos en cuenta más adelante.
Teniendo en cuenta que muchas de las piezas del ala a construir tienen materiales
compuestos con fibra de carbono y fibra de vidrio en un mismo laminado, con fines
de disminuir peso y bajar costos, se decidió hacer la caracterización de este
material compuesto también.
El proceso es totalmente igual que con las anteriores probetas, se va a usar
también resina poliéster con su respectivo catalizador. Se prepara la zona de
trabajo, se calculan las cantidades de materiales y se procede a hacer el
laminado, como este material va a ser compuesto por dos tipos de fibra con resina
poliéster, se aplican intercaladamente las capas de las dos fibras con su
respectiva capa de resina (carbono-resina, vidrio-resina). Se deja curar el
laminado, se cortan las probetas y se evalúan como se muestra en la FIGURA 37,
Las dimensiones que deben tener estas probetas se ven en la tabla 18, para este
caso se usan las dimensiones de un laminado unidireccional a 0° de orientación.
28
www.freemeteo.com
155
FIGURA 38. EVALUACIÓN PROBETAS FIBRA CARBONO Y VIDRIO-RESINA POLIESTER
Y se obtienen los siguientes resultados:
156
FIGURA 39. ESFUERZO VS DEFORMACIÓN FIBRA DE CARBONO Y VIDRIO-RESINA POLIESTER.
157
En la gráfica anterior se muestra como la línea de tendencia de relación esfuerzodeformación asciende a más o menos 68 Mpa donde se comienzan a fracturar las
capas de resina. A medida que se aumenta la tensión, la resistencia de la probeta
comienza a decaer a tal punto de quebrar toda la probeta y llegar a su máxima
resistencia (129Mpa) donde tiene una deformación unitaria del 3,67%, la cual es
menor que en las otras pruebas. En el laminado se usó dos capas de fibra de
vidrio y dos capas de fibra de carbono con lo cual permite percibir que disminuye
su resistencia a comparación de los laminados anteriores que fueron elaborados
con 8 capas de su respectivo material. La resistencia de este material combinado
será mayor que la resistencia de las pruebas de laminados con fibra de vidrio,
pero será menos que la resistencia de las pruebas de los laminados hechos con
fibra de carbono. Se puede concluir de esto, que este tipo de laminados
corresponden a un punto medio de los laminado hechos con un solo tipo de fibra,
el cual sería apropiado para piezas que deban resistir cargas, pero que estas
cargas no sean tan grandes como las de otros elementos estructurales más
principales, adicionalmente con la implementación de estos laminados que
combinan las dos fibras, se pueden reducir los costos con respecto a un laminado
hecho solo con fibra de carbono.
La tabla 24 corresponde a los resultados numéricos de la prueba.
Tabla 24. RESULTADOS MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS FIBRA DE CARBONO Y
VIDRIO-RESINA POLIESTER
158
La caracterización de materiales permite escoger los materiales que van a ser
usados en la construcción, en función de tener las mejores propiedades físicas
teniendo en cuenta los costos, también da las verdaderas propiedades físicas de
los laminados que se usan en la construcción del ala, propiedades que son usadas
en la simulación del ala en Ansys. También hay que tener en cuenta que la
elección de materiales de esta investigación está muy restringida, debido a que
esta proyecto tiene como función hacer las pruebas estructurales del ala del
Navigator X-02, por lo cual debe ser construida el ala de este trabajo con los
mismos materiales y técnicas de construcción que se usaron en la construcción
del Navigator X-02. A continuación se presenta un resumen de los resultados
obtenidos de las pruebas de los diferentes laminados en la maquina universal de
ensayos.
4.2.6 RESUMEN DE LA CARACTERIZACIÓN DE MATERIALES
La tabla 25, muestra el resumen de los resultados obtenidos en la caracterización
de materiales con que se construirá el ala del Navigator X-02 para después ser
probada y analizada en el banco de pruebas para estructuras alares de la
Universidad de San Buenaventura. Los datos que se presentan como resultado
final de cada una de las pruebas, corresponden al promedio del análisis de las 3
probetas que se sacaron de cada uno de los laminados, lo anterior con fines de
dar mayor confiabilidad a los resultados obtenidos. Esta tabla dará propiedades
esenciales que serán tenidas en cuenta en el análisis del ala en Ansys, además de
dar por anticipado un posible comportamiento de cada uno de los componentes
del ala, de acuerdo a la matriz que se use en su construcción, dependiendo del
tipo de resina y fibra.
159
Tabla 25. RESUMEN CARACTERIZACIÓN DE MATERIALES.
CARACTERIZACIÓN DE MATERIALES
ESFUERZO
DE
MODULO DE
ITEM MATERIAL
RESINA
TENSIÓN ELASTICIDAD
ULTIMO
[Mpa]
[Kpa]
1
F. CARBONO EPOXICA
297333
4187
2
F. CARBONO POLIESTER 422667
3313
F.VIDRIO
3
POLIESTER 160133
2453
(VOLAN)
F.VIDRIO
4 (VOLAN) CON POLIESTER 160133
2453
VACIO
F.CARBONO5
POLIESTER 129000
1590
F.VIDRIO
DEFORMACIÓN
UNITARIA (%)
4,47
4,74
4,59
4,59
3,67
4.2.7 FACTORES AMBIENTALES QUE AFECTAN LOS DATOS OBTENIDOS
EN LA CARACTERIZACIÓN.
Debido a que la normativa29 dice que la construcción de los laminados para las
probetas y las pruebas de las mismas en la maquina universal de ensayos, deben
ser realizados en un laboratorio que brinde las condiciones de temperatura y
humedad relativa con una atmosfera estándar constante y que además aislé
condiciones no favorables del ambiente y la universidad de San Buenaventura no
cuenta con un laboratorio con estas características, a continuación, en la tabla 25
se muestra la forma como se tuvo en cuenta la variación de las condiciones de
temperatura y humedad relativa en las pruebas, se hizo una comparación entre las
condiciones en las que fueron hechos los laminados y se tuvo en cuenta el
porcentaje de error que estas variaciones induce. De esta forma se demuestra que
29
ASTM Destination: D 3039/D 3039M – 95a Standard test methods for tensile properties of polymer matrix composite
materials
160
durante esta investigación no se hace la caracterización con las condiciones
atmosféricas adecuadas por falta de recursos, pero que también se está teniendo
en cuenta la forma como esto afecta, determinando el porcentaje de error que se
va a tener en los resultados. Se implementó un itinerario para la construcción de
las probetas y partes del ala en material compuesto, en el cual se estableció un
rango de horas del día en las que se harían todos los laminados de la
caracterización además de los laminados de la construcción del ala. La
construcción de estos laminados se hizo en horas cercanas al medio día (11:00
am – 13:00 pm),
lo anterior, partiendo de hacer una observación del
comportamiento de la temperatura y porcentaje de humedad del mes anterior a
los días que se hicieron los laminados, se vio que durante estas horas el
porcentaje de humedad es menor que el resto del día y que adicionalmente es
muy parecido todos los días, lo que brindaría condiciones climáticas casi
constantes disminuyendo el porcentaje de error por las mismas. En la tabla 26, se
ve como el porcentaje de humedad se mantiene en un rango de 60% a 64%,
dando un promedio de 62.4%, adicionalmente, como se ve en la columna 7 de la
misma tabla, el porcentaje de error por cambio de la humedad relativa de cada
laminado respecto al promedio de todos, no da un error superior al 4%, lo que se
tomo como aceptable para los resultados que se presentan en la tabla 24,
teniendo en cuenta que la normativa30 dice que de no disponer de un laboratorio
que mantenga las condiciones atmosféricas constantes, el porcentaje de humedad
relativa debe estar en un rango de + ó – 3%. De igual forma en la tabla 25, se ve
como la temperatura
se mantiene en un rango de 16°C
a 18°C, dando un
promedio de 17.2 °C, lo cual es adecuado teniendo en cuenta que la normativa31
dice que de no disponer de un laboratorio que mantenga las condiciones
atmosféricas constantes, la temperatura a la cual se haga el laminado debe estar
en un rango de + ó – 3° , adicionalmente, como se ve en la columna 8 de la misma
30
ASTM Destination: D 3039/D 3039M – 95a Standard test methods for tensile properties of polymer matrix composite
materials, pag 4.
31
ASTM Destination: D 3039/D 3039M – 95a Standard test methods for tensile properties of polymer matrix composite
materials, pag 4.
161
tabla, el porcentaje de error por cambio de la temperatura de cada laminado
respecto al promedio de todos, no da un error superior al 7%, lo que se tomo como
aceptable para los resultados que se presentan en la tabla 26. La tabla 26 también
será tenida en cuenta más adelante para ver el porcentaje de error que induce el
cambio de humedad relativa y temperatura de la construcción de las probetas y a
construcción de los laminados de la construcción del ala.
162
Tabla 26. FACTORES CLIMATICOS (LAMINADOS PARA PROBETAS M.U.E)
COLUMNA 1
FACTORES CLIMATICOS (LAMINADOS PARA PROBETAS M.U.E)
COLUMNA COLUMNA COLUMNA
COLUMNA 2
3
4
5
COLUMNA 6
PRUEBA
ORIENTACION
DE LAS CAPAS
DE FIBRA
FECHA
HORA
F.CARBONO-R.EPOXICA.
0°
12/10/2011
12:00
F.CARBONO-R.POLIESTER.
0°
12/10/2011
12:00
F.VIDRIO(VOLAN)-RESINA POLIESTER
0°
F.VIDRIO(VOLAN)-RESINA POLIESTER
0°
(VACIO)
F.VIDRIO/F.CARBONO-RESINA
POLIESTER
0°
PROMEDIOS
12/10/2011
12:00
13/10/2011
12:00
13/10/2011
12:00
COLUMNA 7 COLUMNA 8
% ERROR
(HUMEDAD
% ERROR
TEMPERATURA
REL.)
(TEMP.)
HUMEDAD
[°C]
RESPECTO RESPECTO AL
RELATIVA
AL
PROMEDIO
[%]
PROMEDIO
64
18
2.564102564 -4.651162791
64
18
2.564102564 -4.651162791
64
17
2.564102564 1.162790698
60
60
62.4
163
17
3.846153846
1.162790698
16
17.2
3.846153846
6.976744186
NOTA
Este tipo de graficas de materiales compuestos presentan un comportamiento
totalmente distinto frente a cargas soportadas comparadas con el tipo de graficas
de un material metálico (acero, aluminio, etc.) donde estos contienen 2 zonas las
cuales son zona elástica y zona plástica; a diferencia de los metales, los
materiales compuestos contienen un error y es que no presentan fallas visibles
como ruptura, fractura, a diferencia de los metales, por lo tanto su factor se
seguridad asciende a 2, la probeta al estar sometida a la carga se encuentra en
constante deformación y
asimilamos que se encuentra en una zona plástica
donde su carga puede ser retirada pero ya el material ha sufrido cambios
(deformación).
164
4.3
SISTEMAS
4.3.1 AUTOMATIZACIÓN NEUMÁTICA DEL SISTEMA
Para el banco de pruebas X1, es indispensable aplicar sistemas automáticos para
realizar el proceso de simulación de cargas sobre un ala en material compuesto.
En el banco de pruebas los sistemas automáticos se conforman de:
4.3.1.1 SISTEMAS NEUMÁTICOS
Los cuales se basan en utilizar aire comprimido para realizar su trabajo. Al utilizar
estos sistemas obtenemos ventajas como, sencillez de los sistemas de mando,
como lo son, las válvulas y los cilindros, rapidez de respuesta del sistema, mejor
control del proceso, el aire es económico y no hay peligro de incendio lo cual
ocurre con un sistema hidráulico debido a la volatilidad de los líquidos usados.
4.3.1.2 SISTEMAS ELECTRÓNICOS
Los cuales gracias a su amplia gama de componentes y a la sencillez de los
sistemas de mando, nos brindan confianza a la hora de poner en funcionamiento
el banco de pruebas.
Un sistema automatizado se conforma como en la FIGURA 39.
165
FIGURA 40. AUTOMATIZACIÓN NEUMÁTICA DEL SISTEMA
4.3.1.3 ORDENES
Son operaciones que se pueden repetir indefinidamente; suelen ser acciones
humanas que pueden ser sustituidas por acciones mecánicas realizadas por los
órganos de trabajo.
4.3.1.4 INTERFACE USUARIO/PROCESO
Es la interacción inicial que se da entre el usuario y el proceso, cuando el usuario
ordena al sistema ponerse en funcionamiento.
4.3.1.5 MANDOS DE CONTROL/ORGANOS DE TRABAJO
Representa las acciones que el sistema debe realizar, cuando debe realizarlas y el
valor de los parámetros que definen el accionar del sistema.
4.3.1.6 FUENTES DE ENERGÍA
La operación del sistema para realizar el proceso supone un gasto energético que
debe ser ofrecido por un medio externo.
166
La fuente de potencia que suministra energía a los órganos de trabajo en nuestro
caso es, un compresor de aire, ya que nuestro sistema es un sistema neumático.
El soporte energético de los mandos de control en nuestro caso es, la energía
eléctrica, ya que es la que provee todo el sistema electrónico.
4.3.1.7 ORGANOS SENSORIALES
Estos órganos tienen la función de medir los valores o magnitudes resultantes de
la realización del proceso. Estos órganos brindan información a los mandos de
control los cuales la procesan. En este caso los órganos sensoriales son
acelerómetros los cuales, después de un análisis matemático, que permiten
obtener la información acerca de la deformación que se produce en la estructura
alar.
4.3.2 DESCRIPCIÓN DEL SISTEMA NEUMÁTICO
Para el banco de pruebas se tiene un sistema neumático el cual
brinda el
movimiento de seis actuadores que con el movimiento harán la carga sobre la
estructura alar; los elementos que componen el sistema son:

Alimentación de energía

Elementos de entrada

Elementos de procesamiento

Elementos de control

Componentes de poder.
El diagrama del sistema neumático está representado en la FIGURA 40.
167
FIGURA 41. DIAGRAMA DEL SISTEMA NEUMÁTICO
168
FIGURA 42. DIAGRAMA DEL CIRCUITO NEUMÁTICO DEL BANCO DE PRUEBAS
.
4.3.3 CARACTERÍSTICAS DEL COMPRESOR
Se toma en cuenta las características del compresor que posee la Universidad de
San Buenaventura porque, este dispositivo es uno de los más importantes en la
operación del banco de pruebas ya que es el que suministra el aire que mueve los
actuadores neumáticos; si se hicieran las pruebas con un compresor de baja
169
potencia no serviría porque no suministra la suficiente cantidad de presión de aire
necesario para mover los actuadores neumáticos; si se trabaja con este
compresor en lugares fríos donde la temperatura este por debajo de los 4ºC no
funcionará adecuadamente y no podremos realizar las pruebas de cargas sobre
una estructura alar con actuadores neumáticos.
Marca: KAESER COMPRESSORS
UNIDAD DEL COMPRESOR
Presión manométrica máxima de trabajo………..……………110/125/145/190 PSIG
Presión manométrica mínima de trabajo..……………………………………..80 PSIG
Temperatura de operación aproximada………………………………...75ºC - 93.33ºC
Peso……………………………………………………………………..………….377LBS
MOTOR
Potencia………………………………………………………………………………10 HP
Velocidad……………………………………………………….……………….3600 RPM
REQUERIMIENTOS DE INSTALACIÓN
Temperatura mínima de ambiente………………………………………………..4.44ºC
Temperatura máxima de ambiente……………………………………………...40.55ºC
Abertura de entrada de aire………………………………………………...….2.2 Sq.Ft.
170
4.3.4 SISTEMA NEUMÁTICO.
En la actualidad los avances realizados en, diseño, materiales, y procesos de
producción han mejorado la calidad de los componentes neumáticos, de esta
forma se ha ampliado su uso en diferentes campos.
Si se observan los sistemas neumáticos como fuente de energía sobresalen
algunas ventajas y desventajas como:
Ventajas

El aire puede ser transportado fácilmente a través de tuberías y mangueras
y a grandes rangos de distancia.

Se puede disponer del aire en grandes cantidades.

El aire comprimido es relativamente insensible a la temperatura, esto
asegura una excelente operación.

El aire sin lubricación ni combustión es limpio, así si hay algún escape en el
sistema no afecta en la contaminación del planeta.

El aire comprimido ayuda a obtener altas velocidades en los componentes
del sistema.

Los componentes del sistema neumático son de fácil construcción, por lo
tanto son relativamente baratos.
Desventajas

No siempre es posible mantener en el pistón una velocidad constante y
uniforme, usando aire.

La salida de aire cuando se activa el sistema genera demasiado ruido.
171
4.3.5 SISTEMA HIDRÁULICO.
Los sistemas hidráulicos han tomado un papel muy importante en el desarrollo
sistemas de transmisión de energía. Los sistemas hidráulicos en la actualidad se
utilizan en procesos donde se necesitan fuerzas muy elevadas. En estos sistemas
podemos encontrar ventajas y desventajas como:
Ventajas

La variación continúa de velocidad, par de giro o fuerza.

Control sobre la velocidad del movimiento.

Acumulación de energía con gases.

Transformación de energía hidráulica en energía mecánica.

Transmisión de fuerzas elevadas a un tamaño reducido.

El aceite se adapta fácilmente a las tuberías transmitiendo eficazmente la
fuerza.

Los elementos son reversibles además que se pueden parar en cualquier
parte del proceso.
Desventajas

Costos elevados en los componentes y los líquidos lubricantes del sistema.

Contaminación debido a que este sistema trabaja con lubricación.
4.3.6 CRITERIO DE SELECCIÓN DE LOS ACTUADORES
4.3.6.1 MANTENIMIENTO DEL MOTOR ELÉCTRICO
Lubricar los soportes del compresor del motor:
Bajo condiciones de operación normales, después de……...12000 H de operación.
172
(Temperatura ambiente arriba de 25ºC)
Bajo condiciones de operación inadecuadas, después de…...6000 H de operación.
(Temperatura ambiente arriba de 40.55ºC)
Y a más tardar a……………………………………………………………………3 años
4.4
BANCO DE PRUEBAS
4.4.1 ANÁLISIS DE PLACAS Y TORNILLOS
La simulación de la unión ala fuselaje, para efectos de las pruebas estructurales
de esta investigación, se hará empotrando el ala al banco de pruebas por medio
de las vigas principales del wing box del ala central. Las dos vigas irán sujetas al
banco, por medio de unos ángulos hechos con unas platinas de acero 1020. Estos
ángulos irán soldados al banco en la ubicación adecuada para que el ala quede
en posición con los actuadores, es decir para que el intradós del ala quede
perpendicular al vástago de los actuadores con que se van a simular las cargas de
sustentación y que la punta del borde de ataque quede también perpendicular al
vástago de los actuadores con que se van a simular las cargas de drag. Cada
ángulo estará fijo al banco de pruebas por medio de seis pernos teniendo en
cuenta la geometría de las dos vigas y la distancia entre ellas.
Por lo anterior, es necesario calcular el esfuerzo que soportan los pernos con que
se fija cada ángulo al banco de pruebas y los pernos con que se sujetan las vigas
a los ángulos.
Se utilizan 7 platinas para sujetar la estructura alar. Se tienen tres platinas que
están soldadas a la viga del banco de pruebas y cuatro platinas que sujetan las
vigas de la estructura alar; estas platinas sujetan le estructura alar con pernos.
173
FIGURA 43. PLATINAS DE EMPOTRAMIENTO DEL ALA
En la Figura 42 se pueden ver las platinas que van a sujetar las vigas del ala. La
primer y segunda platina son las que sujetan la viga principal y tienen un área de:
140 cm^2 cada una, con 6 pernos distribuidos equidistantemente32.
Por medio de la altura de la platina 10cm, la cual es la misma altura de la viga
principal de la estructura alar, se obtiene el área bruta de la platina de sujeción
que va pernada a la viga principal.
Abruta=10*140=1400cm^2=14000mm^2
Aneta=Abruta-t(n*d+Σ (s^2/4*p))
Ecuación 25
32
Medios de Unión y Tornillos. E.T.S.I. Monte. Universidad Politécnica de Madrid
174
Dónde:
t=espesor de la platina= 0.7cm
n=para pernos de cortadura simple es=1
d=diámetro del perno=0,63cm
s=distancia entre el centro de perno y perno en la longitud= 5,5cm
p=distancia entre el centro de perno y perno en la altura= 5cm
FIGURA 44. DISTRIBUCIÓN DE PERNOS EN LAS PLATAS PARA EL EMPOTRAMIENTO
Así el are bruta es igual a:
175
Aneta=1400-0,7(1*0,63+Σ (5,5^2*4/4*5))=13995,3cm^2=139,953mm^2
Con esta área se puede calcular la resistencia última de la sección neta usando la
fórmula:
Ecuación 26
Dónde:
fu= tensión de rotura del acero de la chapa= 410
Nu,R=0,72*410*139,953=41314,1 N
La tercer y cuarta platina son las que sujetan la viga secundaria y tienen un área
de: 56cm^2 cada una, con 6 pernos distribuidos equidistantemente.
Por medio de la altura de la platina 4cm, la cual es la misma altura de la viga
secundaria de la estructura alar, se obtiene el área bruta de la platina de sujeción
que va pernada a la viga secundaria.
Abruta=56*4=224cm^2=2240mm^2
Aneta=Abruta-t(n*d+Σ (s^2/4*p))
Ecuación 27
Dónde:
t=espesor de la platina= 0.7cm
n=para pernos de cortadura simple es=1
176
d=diámetro del perno=0,63cm
s=distancia entre el centro de perno y perno en la longitud= 5,5cm
p=distancia entre el centro de perno y perno en la altura= 2cm
FIGURA 45. DISTRIBUCIÓN DE PERNOS EN LAS PLACAS PARA EMPOTRAMIENTO DEL ALA
Así el are bruta es igual a:
Aneta=2240-0,7(1*0,63+Σ (5,5^2*4/4*2))=2228,97cm^2=22,2897mm^2
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
177
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.
178
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.
179
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
180
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.
181
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
182
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.
183
5
5.1
CONSTRUCCIÓN
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.
184
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.
185
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.
186
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.
187
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.
188
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.
189
Tabla 28. FACTORES CLIMÁTICOS QUE AFECTAN LAS PROPIEDADES DE LOS LAMINADOS PARA LA CONSTRUCCION DEL ALA
190
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.
191
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
192
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.
193
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.
194
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
195
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
196
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.
197
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.
198
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.
199
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.
200
FIGURA 62. DISTRIBUCIÓN DE LAS COSTILLAS PARA HACER EL LAMINADO
201
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
202
FIGURA 63. PROCESO DE CONSTRUCCIÓN DE LAS COSTILLAS
FIGURA 64. APLICACIÓN DE LAS CAPAS DE FIBRA Y RESINA PARA HACER EL LAMINADO.
203
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.
204
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
205
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 normativa 35 (+ 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
206
FIGURA 67. PLANO DE LA VIGA PRINCIPAL PARA HACER EL DIMENCIONAMIENTO DEL MATERIAL A UTILIZAR EN SU
CONSTRUCCION
207
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
208
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
209
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.
210
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
211
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
212
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
213
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)
214
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
215

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.
216
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
217
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.
218
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.
219
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.
220
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.
221
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
222
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.
223
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.
224

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
225
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.
226
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.
227
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.
228
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).
229
FIGURA 94. DISTRIBUCION DE LOS JIGS EN LA MESA DE TRABAJO
230
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
231
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
232
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
233
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.
234
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
235
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.
236
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.
237
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
238
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
239
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
240
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
241
6
6.1
PRUEBAS EXPERIMENTALES
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.
242
-
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
243
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.
244
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
245
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.
246
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.
247
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
1
2
3
Intervalo (m)
0 - 0,8
0,8 - 1,6
1,6 - 2,5
Envergadura Abarcada
(m)
0,8
0,8
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
248
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:
=(
)
(
249
0
+2
𝑖
+ (
))
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.
(
2
0 ) Es
𝑖
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:
250
= 63,6919356N
( 0 ) = 67,2268908N ;
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
𝑖
=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 105,697962
1
Carga
Actuador 93,6730716
2
Carga
Actuador 64,6195104
3
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.
251
𝑖
=Ẍ=
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.
252
FIGURA 113.ENMALLADO DEL ALA
FIGURA 114. DETALLES DEL ENMALLADO PARA LA SIMULACIÓN
253
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.
254
Teniendo todo lo anterior, se hace la simulación para hacer el análisis de
resultados, el cual se verá en el siguiente numeral.
255
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
256
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.
257
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.
258
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.
259
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)
260
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)
261
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
262
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.
263
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 X02.
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).
264
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.
265
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
266
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 X02, 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
267
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.
268
10
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2006, (NTC 1486 quinta actualización, 1487 segunda actualización, 1160 segunda
actualización, 1308 segunda actualización, 1307 segunda actualización).
269
LEGA RUIZ Armando y CASTIBLANCO QUINTERO, Jose de la UNIVERSIDAD
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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
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.
Trabajo
de
grado
“REINGENIERIA
Y
ANÁLISIS
ESTRUCTURAL
CON
APLICACIÓN DE MATERIALES COMPUESTOS PARA EL AVIÓN ACROLITE”,
Trabajo
de
Grado
“DESARROLLO
Y
VALIDACIÓN
DE
UN
MODELO
MATEMÁTICO PARA EL CÁLCULO DE PROPIEDADES MECÁNICAS DE
MATERIALES COMPUESTOS”, BARRERA BUITRAGO,
Victor, CARVAJAL
PUCHE, Christian, MARQUEZ OSPINA, Juan y QUIROGA CHAVES, Camilo.
270
Trabajo de grado
“FABRICACIÓN Y CARACTERIZACIÓN DE UN MATERIAL
COMPUETO DE MATRIZ POLIMÉRICA CON REFUERZO METALICO (MALLA
DE ALUMINIO)”, CASTELLANOS LÓPEZ, Zoraya, GONZÁLEZ VARGAS, Sandra
y VARÓN GARCÍA GIna .
Trabajo de postgrado “ PROCESADO Y CARACTERIZACIÓN DE MATERIALES
COMPUESTOS DE MATRIZ POLIMÉRICA REFORZADOS CON NANOFIBRAS
DE
CARBONO
PARA
APLICACIONES
TECNOLÓGICAS”,
MORALES
ANTIGÜEDAD, Germán.
Trabajo de grado “DESIGN AND CONSTRUCTION OF A COMPOSITE
AIRFRAME FOR UAV RESEARCH” ,ELLOWOOD, Jeffrey L..
Paper “CLARENCE E. KUTZ, JR., IS RESEARCH ENGINEER, THE BOEING
COMPANY, TRANSPORT DIVISION, TECHNOLOGY LABORATORY, RENTON,
WASH.” sesa spring meeting held in seattle,
Trabajo de grado “DISEÑO DETALLADO DE UN BANCO PARA EL ANALISIS DE
VIBRACIONES EN UNA ESTRUCTURA ALAR”, ARIAS HERNANDEZ, Carol,
COLORADO CARRILLO, Leidy y MATEUS RODRIGUEZ, Laura.
Bibliografía Web
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www.isa.uniovi.es/~felipe
271
11
GLOSARIO
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
272
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
273
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.
274
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 X02”, 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
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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.
276