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An�lisis y dise�o de una estructura alar de materiales compuestos para una aeronave

 

Analysis and design of a wing structure of composite materials for an aircraft

 

An�lise e projeto de uma estrutura de asa de materiais comp�sitos para uma aeronave

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Correspondencia: rparcos@espe.edu.ec

 

 

Ciencias T�cnicas y Aplicadas ���

Art�culo de Investigaci�n

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* Recibido: 14 de septiembre de 2022 *Aceptado: 03 de septiembre de 2022 * Publicado: 24 de octubre de 2022

 

        I.          Tecn�logo en Mec�nica Aeron�utica menci�n Motores, Universidad de las Fuerzas Armadas ESPE, Departamento de Ciencias de la Energ�a y Mec�nica, Latacunga, Ecuador.

      II.          Ingeniero Automotriz, Instituto Superior Tecnol�gico Tungurahua, Facultad de Mec�nica Automotriz, Ambato, Ecuador.

     III.          Mag�ster en Manufactura y Dise�o Asistidos por Computador, Ingeniero Automotriz, Instituto Superior Tecnol�gico Tungurahua, Facultad de Mec�nica Automotriz, Ambato, Ecuador.

     IV.          Ingeniera Automotriz, Universidad de las Fuerzas Armadas ESPE, Departamento de Ciencias de la Energ�a y Mec�nica, Latacunga, Ecuador.

      V.          M�ster en Sistemas Integrados de Gesti�n, Ingeniera Automotriz, Instituto Superior Tecnol�gico Tungurahua, Facultad de Mec�nica Automotriz, Ambato, Ecuador.

     VI.          Tecn�logo en Mec�nica Aeron�utica menci�n Motores, Universidad de las Fuerzas Armadas ESPE, Departamento de Ciencias de la Energ�a y Mec�nica, Latacunga, Ecuador.

Resumen

El siguiente art�culo tiene como objetivo presentar el an�lisis y dise�o de una estructura alar de materiales compuestos para una aeronave que cumpla con restricciones espec�ficas. El procedimiento consisti� en proponer un dise�o base, en funci�n de los datos proporcionados, para luego del c�lculo de los esfuerzos presentes en la estructura, determinar un laminado que cumpla con todos los requerimientos en los diferentes casos de estudio a los cuales estar� expuesta la aeronave. Adem�s, se realiz� varios an�lisis para proponer el dise�o final, considerando la definici�n de los laminados, c�lculo de tensiones y la verificaci�n de cada uno de los laminados. Se pudo evidenciar como m�nimo cuatro condiciones o puntos b�sicos en el diagrama de la envolvente de vuelo, en donde se produjo las m�ximas cargas por maniobra de la aeronave y uno o m�s puntos donde se produjeron las m�ximas cargas por r�fagas de viento; dichos puntos fueron cr�ticos para diferentes componentes que conforman el ala, por ende, se evalu� todos ellos y se estableci� cu�l ser�a el m�s cr�tico para dise�ar un determinado componente de la estructura.

Palabras Clave: materiales compuestos; aeronave; estructura alar; esfuerzos; laminados.

 

Abstract

The following article aims to present the analysis and design of a wing structure of composite materials for an aircraft that meets specific restrictions. The procedure consisted of proposing a base design, based on the data provided, and after calculating the forces present in the structure, determine a laminate that meets all the requirements in the different case studies to which the aircraft will be exposed. In addition, several analyzes were carried out to propose the final design, considering the definition of the laminates, calculation of tensions and the verification of each of the laminates. It was possible to evidence at least four conditions or basic points in the flight envelope diagram, where the maximum loads were produced by aircraft maneuver and one or more points where the maximum loads were produced by gusts of wind; these points were critical for different components that make up the wing, therefore, all of them were evaluated and it was established which would be the most critical to design a certain component of the structure.

Keywords: composite materials; aircraft; wing structure; efforts; laminates.

 

Resumo

O artigo a seguir tem como objetivo apresentar a an�lise e projeto de uma estrutura de asa de materiais comp�sitos para uma aeronave que atenda a restri��es espec�ficas. O procedimento consistiu em propor um projeto base, com base nos dados fornecidos, e ap�s calcular as for�as presentes na estrutura, determinar um laminado que atendesse a todos os requisitos nos diferentes estudos de caso aos quais a aeronave ser� exposta. Al�m disso, foram realizadas diversas an�lises para propor o projeto final, considerando a defini��o dos laminados, c�lculo das tens�es e a verifica��o de cada um dos laminados. Foi poss�vel evidenciar pelo menos quatro condi��es ou pontos b�sicos no diagrama de envelope de voo, onde as cargas m�ximas foram produzidas por manobra da aeronave e um ou mais pontos onde as cargas m�ximas foram produzidas por rajadas de vento; Esses pontos foram cr�ticos para os diferentes componentes que comp�em a asa, portanto, todos eles foram avaliados e foi estabelecido qual seria o mais cr�tico para projetar um determinado componente da estrutura.

Palavras-chave: materiais comp�sitos; aeronaves; estrutura da asa; esfor�os; laminados.

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Introducci�n

Materiales compuestos

Se denomina material compuesto a la uni�n de dos o m�s materiales, de diferente composici�n qu�mica y completamente insolubles, que se combinan entre s� con el objetivo de conseguir unas propiedades que no poseen los materiales originales (D�vila, 2011). Un material compuesto se obtiene por la mezcla f�sica de dos o m�s diferentes tipos de materiales con el fin de conseguir una combinaci�n de propiedades que no es posible obtener en los materiales originales. Entonces, se generan materiales con propiedades poco usuales en rigidez, resistencia a la tracci�n, resistencia a la termofluencia, resistencia a la corrosi�n, dureza o conductividad el�ctrica (Chawla y Askeland, 2013). Asimismo, la composici�n de los materiales compuestos es una combinaci�n de refuerzo, como una fibra, rodeada y mantenida en su lugar por una resina, formando una estructura. Por separado, el refuerzo y la resina son muy diferentes de su estado combinado. Incluso en su estado combinado, a�n pueden identificarse individualmente y separarse mec�nicamente (Bercero, 2010).

 

Por ende, un material compuesto consiste en dos o m�s fases en una escala macrosc�pica, cuyo desempe�o y propiedades mec�nicas est�n dise�adas para superar a las de los constituyentes por separado como se observa en la Figura 1. En aplicaciones estructurales, generalmente se tiene una fase m�s r�gida y resistente denominada REFUERZO (fibras), y una fase menos r�gida y resistente denominada MATRIZ (resinas) que se encarga de contener los refuerzos, protegerlos de da�os qu�micos y mec�nicos, adem�s distribuye las cargas para equilibrar el conjunto (Zurita, 2022).

 

Figura 1. Definici�n de un material compuesto.

 

Las aeronaves modernas tienden a utilizar materiales m�s ligeros y resistentes en toda la estructura del avi�n y en el ala; por ejemplo, existen alas hechas completamente de fibra de carbono u otro material compuesto, as� como tambi�n de una combinaci�n de �stos para obtener una m�xima relaci�n resistencia/peso (Askeland, 2011). Las aeronaves de nueva generaci�n est�n dise�adas en un 80% con materiales compuestos, brind�ndoles ventajas importantes como alta resistencia, peso relativamente bajo y alta protecci�n a la corrosi�n (Santiago, 2003). La Figura 2 muestra los componentes de la aeronave Airbus A380 que son fabricados con materiales compuestos (Herakovich, 1998).

 

Figura 2. Materiales compuestos aeronave A380.

 

Estructura alar

Uno de los prop�sitos es brindar sustentaci�n durante el vuelo, as� como tambi�n facilitar el control de la aeronave durante sus fases de vuelo. Adem�s de servir como soporte para motores, alojamiento de combustible y soporte para diferentes componentes de la aeronave. Esto se logra gracias a la composici�n de los materiales de la estructura alar que deben ser lo m�s aerodin�micos posibles y a la vez resistentes para soportar grandes pesos que se colocan en la misma (Presa, 2022). A continuaci�n, se mencionan los componentes principales que conforman la estructura de un ala gen�rica (Chun, 1988) como se observa en la Figura 3.

 

Figura 3. Estructura interior de las alas de una aeronave

 

Costillas: La funci�n de estas estructuras es mantener la forma del perfil, separar los largueros y proveer resistencia a la torsi�n, adem�s de actuar como barrera de retenci�n de los tanques de combustible. Las costillas se ubican perpendiculares a la envergadura.

Largueros: Su funci�n es otorgar resistencia a la flexi�n, su forma var�a en cada ala seg�n el material del que est�n constituidos o la forma. Se ubican a lo largo de la envergadura.

Larguerillos: Cumplen la funci�n igual que los largueros, pero de un tama�o menor. Su principal funci�n es la transferencia entre las fuerzas producidas en el revestimiento y la estructura interna.

Piel o revestimiento: Su funci�n principal es aportar soporte a los esfuerzos soportados por el ala, de tracci�n, compresi�n, torsi�n, flexi�n y cortante, ya que es la parte externa del ala. Las cargas soportadas por el revestimiento son transferidas a la estructura interna por medio de los larguerillos.

 

Metodolog�a

Ciclo de dise�o

De acuerdo al esquema detallado en la Figura 4, ser� necesario interactuar varias veces con el ciclo indicado, para obtener un dise�o �ptimo y poder reducir pesos y costos de la estructura alar de la aeronave, partiendo desde los datos proporcionados, c�lculo de cargas, definici�n de laminados hasta la verificaci�n de los mismos.

 

Figura 4. Ciclo de dise�o

 

Para tener una gu�a visual de las secciones, colocaci�n de largueros, espesores de l�minas, espesores de n�cleos (core), etc., se model� la estructura de la semi-ala (mitad del ala) en un software de dise�o param�trico como se observa en la Figura 5.

 

Figura 5. Modelado de la estructura alar.

An�lisis

A partir del diagrama de r�faga y maniobra de la aeronave, existen como m�nimo cuatro condiciones o puntos b�sicos en el diagrama de la envolvente de vuelo en donde se puede esperar que se produzcan las m�ximas cargas por maniobra y uno o m�s puntos donde se produzcan las m�ximas cargas por r�fagas. Estos puntos ser�n cr�ticos para diferentes componentes que conforman el ala, es una condici�n evaluar todos ellos y establecer cu�l ser� el m�s cr�tico para dise�ar un determinado componente. B�sicamente estas condiciones o posiciones son llamadas de alto �ngulo de ataque positivo (+) HAA, de bajo �ngulo de ataque positivo (+) LAA, alto �ngulo de ataque negativo (-) HAA y de bajo �ngulo de ataque negativo (-) LAA, todas estas condiciones representan maniobras de vuelo sim�tricos como se ilustra en la Figura 6, esto quiere decir que no existen movimientos en el plano normal al plano de simetr�a de la aeronave (C�rdenas, 2014).

 

Figura 6. Condiciones cr�ticas de la estructura alar.

Casos de an�lisis

Para la condici�n de (+) HAA, con el m�ximo �ngulo de ataque, se tendr� una fuerza resultante m�xima (sustentaci�n y resistencia) que ir�n hacia delante, hacia la direcci�n de avance. Debido a la acci�n de las fuerzas resultantes generadas por la sustentaci�n y la resistencia, se tiene componentes que producir�n estados de cargas diferentes en el ala. Las componentes act�an en direcci�n normal y tangencial respecto de la cuerda del ala, produciendo momentos flectores. El borde de ataque estar� sometido a una condici�n cr�tica a la compresi�n y el intrad�s estar� sometido a tensiones de tracci�n. Bajo la condici�n de (+) LAA los momentos generados hacen que las tensiones que se generan provoquen estados de compresi�n (m�ximos) en la zona superior posterior del ala, comprometiendo a la estructura, por otro lado, se tendr�n tensiones m�ximas de tracci�n en la zona delantera inferior del ala.

En el caso de (-) HAA, las cargas generadas son menores a las logradas con cargas positivas y, en algunos casos, no son tan cr�ticas porque, por ejemplo, en vuelo nivelado y ante una r�faga descendente, las fuerzas de inercia se restan con las debidas a las masas del avi�n. Para el an�lisis de las tensiones debidas a los momentos flectores, se ve que la zona delantera del intrad�s estar� sometida a las m�ximas tensiones de compresi�n y las m�s altas tensiones de tracci�n se tendr�n en la zona trasera del extrad�s. Por �ltimo, para (-) LAA se tendr� un estado de tensiones de compresi�n en la zona posterior inferior del ala mientras que las m�ximas tensiones de tracci�n estar�n en la zona superior delantera.

 

Cargas distribuidas

En base a la distribuci�n de coeficientes de sustentaci�n normalizados en la semi-ala, se distribuyeron las resultantes de las cargas a lo largo de la semienvergadura. Para las fuerzas resultantes perpendiculares a la cuerda se tom� una distribuci�n igual a la de los coeficientes en base a un estudio aerodin�mico (ver Figura 7), mientras que para las fuerzas resultantes tangentes a la cuerda se tom� una distribuci�n rectangular a lo largo de la semienvergadura, es as� que las cargas distribuidas fueron calculadas para los casos de an�lisis obteniendo resultados como el de la Figura 8.

 

 

Figura 7. Distribuci�n de los coeficientes de sustentaci�n normalizados.

 

Figura 8. Cargas distribuidas para condici�n de alto �ngulo de ataque positivo (+) HAA.

 

Diagramas de corte y momento

Una vez obtenidas las cargas distribuidas a lo largo de la semienvergadura del ala, se calcularon los diagramas de corte y momento para verificar los puntos donde la estructura alar est� m�s solicitada, se pueden observar los resultados m�s cr�ticos en la Figura 9 y 10.

 

Figura 9. Diagrama de corte para la condici�n de bajo �ngulo de ataque negativo (-) LAA.

 

Figura 10. Diagrama de momento para la condici�n de bajo �ngulo de ataque negativo (-) LAA.

 

 

 

Dise�o base

En la definici�n del dise�o base de la estructura alar se tomaron diferentes consideraciones a tener en cuenta, ya que la ideolog�a de dise�o en materiales compuestos no cumple el mismo patr�n que un dise�o en materiales met�licos, es as� que la estructura alar no cont� con costillas, para aprovechar mejor el material compuesto, el extrad�s y el intrad�s fueron de placas s�ndwich para transferir la distribuci�n de presiones a las vigas por el hecho de no contar con costillas., y los espesores de las l�minas de las placas s�ndwich fueron de 1 mm, para evitar sensibilidad a impactos. Se defini� un ala rectangular con una cuerda constante de c = 900 mm, la viga principal al 25% de c porque com�nmente el centro de presiones se encuentra en dicha ubicaci�n y tomar�a gran parte de la carga, y por �ltimo se coloc� la viga secundaria al 75% de c, como se observa en la Figura 11.

 

Figura 11. Dise�o secci�n alar.

 

Luego se procedi� a idealizar la secci�n determinando las partes caracter�sticas, donde se considera el aporte de las placas s�ndwich a tomar cargas de tracci�n, compresi�n como as� tambi�n tensiones de corte como se identifica en la Figura 12. Los cordones violetas en la figura indican las platabandas de las vigas principal y secundaria respectivamente, mientras que los cordones verdes son caracter�sticos de porciones de placas que contribuyen a tomar las cargas.�

 

Figura 12. Idealizaci�n de la secci�n.

Las ecuaciones utilizadas para el c�lculo de tensiones debidas a los momentos flectores fueron las propuestas por el m�todo de los coeficientes k, para independizar el an�lisis de los ejes principales de inercia, esto en base al sistema de coordenadas indicado en la Figura 13, donde las cargas y momentos tienen signo positivo.

 

Figura 13. M�todo de los coeficientes .

 

Figura 14. Sistema de coordenadas para el an�lisis.

 

Cabe destacar que, para el c�lculo de las tensiones debidas al corte q, se utiliz� el criterio de flujos de corte por medio de la variaci�n de esfuerzos axiles a lo largo de la semienvergadura.

Definici�n de laminados

Se definieron los laminados teniendo en consideraci�n la resistencia a tracci�n, as� como la estabilidad, se propusieron varias opciones hasta llegar a una opci�n aceptable que cumpla con todos los requisitos de dise�o, como se indica en la Figura 15.

 

Figura 15. Definici�n de laminados.

 

C�lculo de tensiones, cargas y flujos de corte

Como se mencion� anteriormente se utiliz� el criterio de los coeficientes k, y de los flujos de corte q. Una vez determinadas las tensiones debidas a los momentos flectores tanto como las tensiones de corte, se utiliz� la definici�n de tensi�n equivalente, donde se calcularon los esfuerzos por unidad de ancho para la verificaci�n de cada uno de los laminados.

 

Verificaci�n de laminados

En base al an�lisis de la secci�n m�s solicitada del ala, que en este caso es la secci�n de ra�z, se verific� los estados de carga a lo largo de toda la semienvergadura hasta la punta, con diferentes criterios a tener en consideraci�n como son: cambio de espesores, cambios de laminados, etc. Para las solicitaciones a tracci�n y corte de laminados monol�ticos se utiliz� el criterio de Falla de Primera Lamina - FPF (Tsai-Wu), y para laminados s�ndwich el criterio de FPF (Tensi�n-M�xima). Para compresi�n se analiz� pandeo considerando como una sola placa tanto el intrad�s, extrad�s y almas de las vigas, tomando como criterio un promedio de los esfuerzos Nx y el mayor de los Nxy. En base a las dimensiones de cada placa s�ndwich se calcul� la carga cr�tica a trav�s del factor de multiplicaci�n y por �ltimo se corrigi� por deformaci�n por corte. A continuaci�n, se presentan los resultados obtenidos en la secci�n de ra�z para los casos analizados.

 

 

Figura 16. Resultados - alto �ngulo de ataque positivo (+) HAA.

 

Figura 17. Resultados - bajo �ngulo de ataque positivo (+) LAA.

 

 

Figura 18. Resultados - alto �ngulo de ataque negativo (-) HAA.

 

Figura 19. Resultados - bajo �ngulo de ataque negativo (-) LAA.

 

 

 

 

 

Figura 20. Variaci�n de las tensiones por flexi�n en el extrad�s e intrad�s (-) HAA.

 

Figura 21. Variaci�n de las tensiones por flexi�n en el extrad�s e intrad�s (-) LAA.

Resultados y discusi�n

Como se observa en los datos obtenidos anteriormente, los casos de alto �ngulo de ataque negativo (-) HAA y de bajo �ngulo de ataque negativo (-) LAA son los m�s cr�ticos, donde el extrad�s e intrad�s no verifican a tracci�n ni compresi�n. Esto ya que los valores aplicados est�n muy cerca de los valores admisibles, y teniendo en consideraci�n que la secci�n de ra�z es la m�s cr�tica, lo que se propone es reformar dicha secci�n con l�minas extras en la construcci�n y as� tener un margen de seguridad aceptable; luego las secciones que se acercan a la punta de ala estar�n menos solicitadas y no ser� necesario reforzar. Para las cargas cr�ticas a pandeo que no verifican, se podr� aumentar l�minas unidireccionales para mejorar la estabilidad y/o aumentar los espesores de los n�cleos, adem�s elegir otro core de mayor densidad y m�dulo de corte para aumentar la carga (aumentar�a el peso).

Adem�s, en base al dise�o propuesto, se podr�a considerar tener m�dulos de elasticidad variables por estaciones a lo largo de la envergadura del ala, variando los espesores de los laminados a lo largo de la semienvergadura y disminuir el peso mucho m�s, optimizando la estructura. Tambi�n para un an�lisis m�s detallado se podr�a tener en cuentas factores adicionales tales como, evaluar el corte transversal tanto en el intrad�s como el extrad�s y en las placas s�ndwich verificar los fen�menos m�s comunes en materiales compuestos como el �wrinkling�, �crimping� y �dimpling� si fuera el caso

 

Referencias

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� 2022 por los autores. Este art�culo es de acceso abierto y distribuido seg�n los t�rminos y condiciones de la licencia Creative Commons Atribuci�n-NoComercial-CompartirIgual 4.0 Internacional (CC BY-NC-SA 4.0)

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