Construccion Ensayos Estructurales Gutierez 2011

PROGRAMA INGENIERÍA AERONAUTICA

GUTIERREZ MORENO, Jhon Jairo

GARCIA VALERO, Carlos Andres

RODRIGUEZ HURTADO, Juan David

CIVIL AVIATION SAFETY AUTHORITY AUSTRALIA. Design

Standards:Unmanned Aerial Vehicles- Aeroplanes Australia. Version

2.2, 2000.

TITULO

UAV

Aeronave no tripulada

Estructura alar

ANDERSON, John D, Aircraft Performance and Design. United

States: Tercera edicion. Editorial Mac. Graw Hill.FUENTES

BIBLIOGRAFICAS

AYALA GALLEGO, Juan Sebastian

AUTORES

CONSTRUCCION Y ENSAYOS ESTRUCTURALES DEL ALA Y SU

UNION AL FUSELAJE DEL UAV NAVIGATOR X-2.1 UTILIZANDO EL

BANCO DE PRUEBAS X1 DE LA UNIVERSIDAD DE SAN

BUENAVENTURA PARA OBTENCIÓN DE DATOS ESTATICOS Y

DINAMICOS.

DESCRIPCION

Caracterizacion

Bomba de vacio

Actuador

Metodos de contruccion

PALABRAS CLAVE

El objetivo principal de este proyecto, es utilizar los datos de telemetria

de los vuelos desarrollados por el UAV NAVIGATOR X2, para asi

analizar las cargas a las que esta sometida la estructura alar de la

aeronave.Teniendo el analisis de Cargas, se procede a construir el ala

y su union al fuselaje, utilizando materiales compuestos y las tecnicas

de fabricacion estanderes para este tipo de materiales, para analizar el

comportamiento estructural sometiendola a las cargas antes calculadas

en un banco de pruebas y comparando los datos obtenidos con un

analisis por medio de elementos finitos (Ansys). Con un completo

analisis, se pretende aportar al grupo de diseño del UAV NAVIGATOR

X2 soporte teorico basado en las pruebas realizadas, para optimizar la

estructura alar de la aeronave, con la mejor disposicion de materiales,

disminuyendo el peso, aumentando su rendiemiento y manteniendo

una integridad estructural.

Analisis Estructural

Aeroelasticidad

Materiales Compuestos

Fibra de Carbono

Resina

Banco de pruebas

PROGRAMA

2.1.14. ACERO 1040

2.1.15. JIG

2.1.16. MOLDE

2.1.17. WEAVE (TEJIDO)

2.1.18. RESINA PRE-ASCELERADA

CONTENIDOS

1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA

ALLEN, David H. Introduction to Aerospace Structural Analisys.

Canada: John Wiley & Sons, Inc., 1985.

INGENIERÍA AERONAUTICA

ABBOTT, Ira, H. Theory of Wing Sections, Including a

Summary of Airfoil Data. New York, United States: Second

edition. Dover Publications Inc. 1959.

TRABAJO DE GRADO DE LA UNIVERSIDAD DE SAN

BUENAVENTURA "DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHÍCULO

AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02"

TRABAJO DE GRADO DE LA UNIVERSIDAD DE SAN

BUENAVENTURA "DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UNA

ESTRUCTURA ALAR DE AERONAVES NO TRIPULADAS DE

ALCANCE MEDIO PARA LA SIMULACIÓN DE CONDICIONES DE

VUELO EN UN BANCO DE PRUEBAS ESTRUCTURALES"

2.1.9. MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS

2.1.4. WING BOX

2.1.5. CARGA LIMITE Y CARGA ULTIMA

2.1.6. FIBRA DE CARBONO

FUENTES

BIBLIOGRAFICAS

INTRODUCCION

1.1. ANTECEDENTES

1.2. DESCRIPCION Y FORMULACION DEL PROBLEMA

1.3. JUSTIFICACION

1.4. OBJETIVOS DE LA INVESTIGACION

1.4.1. General

1.4.2. Especificos

1.5. ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO

2. MARCO DE REFERENCIA

2.1.1. AERONAVE NO TRIPULADA

2.1.2 ESTRUCTURA

2.1.3. AEROELASTICIDAD

2.1.7. FIBRA DE VIDRIO

2.1.8. RESINA

2.1.19. VACIO

2.1.20. POLIESTIRENO EXPANDIDO

2.1.10. BANCO DE PRUEBAS

2.1.11. ACTUADOR

2.1.12. ACTUADOR NEUMATICO

2.1.13. ACERO

PROGRAMA

2.1.23. BRIONI


CONTENIDOS

4.4.4. ACTUADORES NEUMATICOS

4.4.5. ACTUADORES HIDRAULICOS.

4.4.6. CRITERIO DE SELECCIÓN DE LOS ACTUADORES

2.1.24. GUATA

3.5.1. ANALISIS DE CARGAS

4.1.1. DISTRIBUCION DE SUSTENTACION

4.1.2. DISTRIBUCION DE DRAG

4.1.8. UNION ALA FUSELAJE.

4.1.6.3. ANALISIS DE PANDEO PARA LA PIEL DEL ALA.

4.1.9. UNION DEL ALA CENTRAL CON EL ALA EXTERIOR.

4.4. SISTEMAS

4.2. CARACTERIZACION DE MATERIALES4.3. PROCESO DE CONSTRUCCION DEL ALA Y SU UNION AL

FUSELAJE.

4.5. BANCO DE PRUEBAS.

4.4.1. AUTOMATIZACION NEUMATICA DEL SISTEMA

4.4.2. DESCRIPCION DEL SISTEMA NEUMATICO

4.4.3. CARACTERISTICAS DEL COMPRESOR

4.1.6.1. ANALISIS DE ESFUERZOS NORMALES EN LA SECCION

CENTRAL DEL ALA.

4.1.6.1.1. ESFUERZOS NORMALES EN LA SECCION CENTRAL

DEL ALA

4.1.6.2. ANALISIS DE ESFUERZOS DE LA PIEL.

4.1.4. POSICION DEL CENTRO DE RIGIDEZ

4.1.5. FUERZA CORTANTE Y MOMENTOS SOBRE EL ALA

4.1.6. CALCULO DE ESFUERZOS NORMALES

4.1.7. ANALISIS ESTRUCTURAL TENIENDO EN CUENTA EL

DISEÑO DEL ALA

3.5. VARIABLES

4. DESARROLLO INGENIERIL

4.1. ANALISIS DE CARGAS

4.1.3. POSICION DEL CENTRO DE CARGA.

3.1. ENFOQUE DE LA INVESTIGACION

3.2. LINEA DE INVESTIGACION DE LA USB/SUB-LINEA DE

FACULTAD / CAMPO TEMATICO DEL PROGRAMA

3.3. TECNICAS DE RECOLECCION DE INFORMACION

3.4. HIPOTESIS

3. METODOLOGIA

2.1. MARCO TEORICO CONCEPTUAL

2.2. MARCO LEGAL O NORMATIVO

2.1.21. PLASTICO TERMO-ENCOGIBLE

2.1.22. LAMINADO

PROGRAMA

4.6.5. ESFUERZO EQUIVALENTE4.6.6. ESFUERZOS NORMALES4.6.7. ESFUERZOS CORTANTES4.7. ANALISIS CON ELEMENTOS FINITOS4.7.1. PRESENTACION Y ANALISIS DE RESULTADOS

4.5.3. METODO DE DISTRIBUCION DE CARGAS A LA

ESTRUCTURA ALAR

4.6.1. GEOMETRIA4.6.2. MAGNITUD DE CARGAS4.6.3. UBICACIÓN DE CARGAS4.6.4. DEFORMACION TOTAL

4.5.2. DESPLAZAMIENTO Y DEFORMACIONES DEL BANCO DE

PRUEBAS SEGÚN PUNTOS DE CARGA


9.3. PRUEBAS ESTRUCTURALES DEL ALA.

10. BIBLIOGRAFIA

5. CONSTRUCCION

4.6. ANALISIS ESTRUCTURAL DEL BANCO DE PRUEBAS EN

ANSYS

4.5.1. ANALISIS DE PLACAS Y TORNILLOS

12. ANEXOS

5.1. PROCESO DE CONSTRUCCION DEL ALA.

7. PRESENTACION Y ANALISIS RESULTADOS

8. CONCLUSIONES

9. RECOMENDACIONES

9.1. CARACTERIZACION DE MATERIALES.

9.2. PROCESO DE CONSTRUCCION USANDO MATERIALES

COMPUESTOS

5.1.7. ENSAMBLE TODA EL ALA.

5.2. CONSTRUCCION DE LA UNION Y EL APOYO DEL ALA AL

BANCO

5.3. INSTALACIÓN DE LOS ACTUADORES.

5.4. INSTALACIÓN DISPOSITIVOS DE TISTRIBUCION DE CARGA.

6. PRUEBAS EXPERIMENTALES.

5.1.2. PIEL

5.1.3. COSTILLAS

5.1.4. VIGA PRINCIPAL

5.1.5. VIGA AUXILIAR.

5.1.6. ENSAMBLE DE LAS COSTILLAS CON LAS VIGAS

11. GLOSARIO

5.1.1. BORDE DE ATAQUE

1

CONSTRUCCIÓN Y ENSAYOS ESTRUCTURALES DEL ALA Y SU UNIÓN AL FUSELAJE DEL UAV NAVIGATOR X-2 UTILIZANDO EL BANCO DE PRUEBAS

X1 DE LA UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA PARA OBTENCIÓN DE DATOS ESTATICOS Y DINAMICOS.

JHON JAIRO GUTIERREZ MORENO CARLOS ANDRES GARCIA VALERO JUAN DAVID RODRIGUEZ HURTADO JUAN SEBASTIAN AYALA GALLEGO

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENIERÍA INGENIERÍA AERONAUTICA

BOGOTÁ 2011

2

CONSTRUCCIÓN Y ENSAYOS ESTRUCTURALES DEL ALA Y SU UNIÓN AL FUSELAJE DEL UAV NAVIGATOR X-2 UTILIZANDO EL BANCO DE PRUEBAS

X1 DE LA UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA PARA OBTENCIÓN DE DATOS ESTATICOS Y DINAMICOS.

JHON JAIRO GUTIERREZ MORENO CARLOS ANDRES GARCIA VALERO JUAN DAVID RODRIGUEZ HURTADO JUAN SEBASTIAN AYALA GALLEGO

Trabajo de grado para optar al título de Ingeniero Aeronáutico.

ING. Alejandro García Asesor Temático

ING. Luis George Saad Director

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

FACULTAD DE INGENIERÍA INGENIERÍA AERONAUTICA

BOGOTÁ 2011

3

Nota de Aceptación

…………………………………..

…………………………………..

…………………………………..

…………………………………..

…………………………………. PRESIDENTE DEL JURADO

………………………………… JURADO

………………………………… JURADO

………………………………… JURADO

Bogotá D.C. 28 de Noviembre, 2011

4

DEDICATORIAS

Principalmente dedico este trabajo a mis padres y hermano ya que me ofrecieron

su apoyo, amor y la fortaleza para desarrollar y sacar adelante este proyecto.

Porque gracias a ellos crecí como persona. A mi padre por brindarme los recursos

necesarios para culminar la tesis, por estar a mi lado apoyándome y

aconsejándome para ser mejor persona cada día. A mi madre por darme su amor,

estar siempre en los momentos más difíciles, por transmitirme su cariño y

sabiduría, porque gracias a ella siempre seguí adelante y cada día me levantaba

con la energía suficiente para desarrollar este proyecto. A mi hermano por estar

siempre presente, cuidándome y brindándome su aliento. Finalmente dedico este

trabajo a Dios por darme la paciencia y por hacer que nos entendiéramos a la

perfección con mis compañeros para hacer así un gran equipo de trabajo y

desarrollar este gran proyecto.

JHON JAIRO GUTIERREZ MORENO

5

Nunca se es lo suficiente sabio para no arriesgarse a aprender y a vivir cosas

nuevas, y es por eso es que nos aventuramos por nuevas experiencias, y es por

eso que ahora nos encontramos en este punto porque nos atrevimos a tomar

riesgos, a perder, a ganar, a pelear y muchas situaciones más que nos han

alimentado para seguir tras nuestros ideales, pero nada de esto hubiera sido

posible sin esas personas que están estado incondicionalmente tras de nosotros,

es por eso que quisiera dedicar principalmente este trabajo a mis padres que

siempre han sido el apoyo y la motivación por la cual se han alcanzado todos mis

logros, porque gracias a su apoyo, cariño, preocupación y comprensión he podido

sobrepasar todos aquellos retos que se han presentado a lo largo de todos estos

años. Gracias por la humildad, por la formación, por el apoyo, por las risas, por los

regaños; gracias por todo. También agradezco a mi hermano por el apoyo, por

que afortunadamente siempre ha estado presente para poder ponerme los pies

sobre la tierra, y ayudarme a tener una perspectiva más madura sin bajarme de la

nube del todo.

A todos aquellos que brindaron esas palabras de apoyo para seguir adelante

cuando más se necesitaban, aquellos que me motivaron a seguir adelante sin

desfallecer, todos esas personas que llenaron de buenos momentos esos días que

parecían no terminar, y que fueron ese alivio de la vida cotidiana.

Y finalmente a mis compañeros, porque ha sido un proceso largo que no ha

dejado de tener altibajos pero que con compromiso y dedicación hemos podido

sacar adelante, porque antes que compañeros de trabajo hemos sido amigos, y

hemos podido disfrutar cada momento de frustración, y sacar adelante lo que

tantas personas pudieron haber truncado, y que en el futuro será una buena

anécdota de la cual nos acordaremos toda la vida. Gracias por la comprensión y

las noches en vela.

CARLOS ANDRES GARCIA VALERO

6

Después de un largo trabajo, esfuerzo y dedicación este día, en el final de una

larga etapa, quiero dedicar este trabajo a las personas que se han convertido en lo

más importante en mi vida durante estos años.

Doy gracias a dios por no solo darme las herramientas para poder salir de

cualquier dificultad que se me ha presentado en estos años, sino por rodearme de

personas como mi mama, que sin lugar a dudas ha sido el mejor apoyo en mi vida,

gracias mama por darme amor a cada instante y por estar a mi lado en todos los

momentos, eres el mejor regalo que me ha dado la vida, quiero darle las gracias a

mi papa porque sin su ayuda nada de esto hubiera sido posible, gracias papa por

el esfuerzo, por los consejos, por tu confianza hacia mí, por demostrarme y

enseñarme tu fortaleza y tu amor, tu sabes que eres una de las razones por las

que siempre he querido salir adelante, le agradezco a mi hermana por

aconsejarme, por apoyar muchas de las ideas que he tenido y por brindarme su

ayuda cuando la he necesitado, le doy un millón de gracias a mi novia Lina

Fernández, estos años que estado a tu lado has sido mi fortaleza, mi inspiración, y

la persona que a estado a mi lado en las buenas y en las malas, tu sabes todo lo

que significas en mi vida y estoy muy feliz de compartir este logro contigo.

Quiero darle unas gracias especiales a mis compañeros de trabajo de grado, sin

su esfuerzo y dedicación terminar esta etapa no hubiera sido posible.

JUAN DAVID RODRIGUEZ HURTADO

7

Este trabajo está dedicado primero que todo a Dios por iluminar mi camino y

permitirme cumplir este sueño.

A mi mamá por su constancia, apoyo, incondicionalidad y por todo el amor que me

ha transmitido toda mi vida. Por caminar a mi lado a lo largo de este proceso de

formación, por sus concejos, por querer siempre lo mejor para mí, por sus

palabras de aliento y en general por el esfuerzo que ha representado para ella

llevarme a cumplir esta primera meta de mi vida.

A mi papá, porque antes que nada ha sido mi amigo y mi mayor consejero. Por su

paciencia, apoyo e incondicionalidad, por ser mi mayor apoyo en la vida. Gracias

papá por enseñarme que las mejores cosas de la vida requieren de un gran

esfuerzo. Gracias por apoyar todas mis ideas e impulsar mis sueños en los

momentos más difíciles.

Quiero que este sea mi regalo y más sentido reconocimiento a mis padres por sus

25 años de casados, por sobrellevar los problemas y salir siempre adelante para

impulsarnos a cumplir las metas. Este logro antes que mío es de ustedes por su

incondicional apoyo y sacrificio para hacer que fuera posible.

A mi hermano por su amistad, compresión y sinceridad, por su apoyo y por sus

palabras alentadores en los momentos más oportunos.

A mi novia Mayerly Tarquino por su paciencia y comprensión por el tiempo para

ella que debí sacrificar para cumplir este logro. Por su amor y por ser una persona

tan incondicional.

A mis compañeros de tesis, por el gran esfuerzo que hicieron para sacar adelante

este proyecto y por estos años de carrera en los que además de ser grandes

compañeros fueron buenos amigos.

JUAN SEBASTIAN AYALA GALLEGO

8

AGRADECIMIENTOS

Los autores de este proyecto de grado queremos agradecer a:

Ing. Pedro Jiménez

Ing. Alejando Garcia

Ing. Jaime Escobar

Ing. Ricardo Ríos

Ing. Hugo Macias

Albert Jair Avila Vega

Manuel Caro

Jairo Alexander Niño

Luis Roa Molina

Carlos Cabrales

Oscar Páez

Nelson Enrique Zuica

Y a todos los que con su colaboración hicieron posible finalizar este proyecto.

9

CONTENIDO

Pág.

1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA ............................................................. 34

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

10

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

11

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

12

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

13

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

14

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

15

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

16

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


NAVIGATOR X-02”. .............................................................................................. 99

17

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


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

18

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


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


FIBRA DE VIDRIO (TIPO VOLAN) CON RESINA POLIESTER ......................... 144

19

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


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 VIDRIO-

RESINA POLIESTER. ......................................................................................... 157

20

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

21

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

22

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


(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


(UAV) NAVIGATOR X-02” ................................................................................... 214

23

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

24

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

25

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

26

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

27

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


NAVIGATOR X-02”. .............................................................................................. 91


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


NAVIGATOR X-02” ............................................................................................... 92


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

28

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


Tabla 8. ESFUERZO NORMAL EN LA VIGA SECUNDARIA. TOMADO DEL



Tabla 9. ESFUERZO CORTANTE EN LA VIGA PRINCIPAL. TOMADO DEL



Tabla 10. ESFUERZO CORTANTE EN LA VIGA AUXILIAR. TOMADO DEL



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

29

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


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


NAVIGATOR X-02”. ............................................................................................ 111

Tabla 16. CALCULO DEL FLUJO CORTANTE. TOMADO DEL TRABAJO DE

GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO


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


Tabla 18. FACTORES DE SEGURIDAD ............................................................ 127

30

Tabla 19. DIMENCIONES DE LAS PROBETAS. TOMADA DE LA NORMATIVA

............................................................................................................................ 133

Tabla 20. RESULTADOS MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS FIBRA DE

CARBONO-RESINA EPÓXICA ........................................................................... 136


CARBONO-RESINA POLIESTER ....................................................................... 142


VIDRIO-RESINA POLIESTER ............................................................................ 147


VIDRIO-RESINA POLIESTER ............................................................................ 154


CARBONO Y VIDRIO-RESINA POLIESTER ..................................................... 158

Tabla 25. RESUMEN CARACTERIZACIÓN DE MATERIALES. ........................ 160

Tabla 26. FACTORES CLIMATICOS (LAMINADOS PARA PROBETAS M.U.E) 163

Tabla 27. TABLA CÁLCULO MATERIALES COMPUESTOS ............................. 189

Tabla 28. FACTORES CLIMÁTICOS QUE AFECTAN LAS PROPIEDADES DE

LOS LAMINADOS PARA LA CONSTRUCCION DEL ALA ................................. 190

Tabla 29.INTERVALOS DE LAS DIVISIONES DE AREA. .................................. 248

Tabla 30. VALOR CARGAS PUNTUALIZADAS. ................................................. 251

31

LISTA DE ANEXOS

Anexo A. CIVIL AVIATION SAFETY AUTHORITY AUSTRALIA. Design

Standards:Unmanned Aerial Vehicles- Aeroplanes Australia. Version 2.2, 2000.

(Archivo adjunto)

Aneño B. ASTM Destination: D 3039/D 3039M – 95a Standard test methods for

tensile properties of polymer matrix composite materials. (Archivo Adjunto)

Anexo C. Medios de Unión y Tornillos. E.T.S.I. Monte. Universidad

Politécnica de Madrid

Anexo D. Puntualizacion de cargas. (Archivo adjunto).

Anexo E. Propiedades de los materiales usados en la caracterizacion

Anexo F. Reporte de ansys del análisis estructural del ala.

32

INTRODUCCIÓN

Para un avión con las características de un UAV, con unas actitudes de vuelo

específicas, y partiendo del análisis del ala, es necesario estudiar una estructura

que esté en condiciones de resistir condiciones estructurales muy exigentes, en

cuanto a aeroelasticidad y deformaciones entre otros, lo que depende

principalmente de la configuración estructural del ala y de los materiales con que

se construye. Adicional a lo anterior, es necesario saber también que algunas

fuerzas aerodinámicas que actúan sobre el ala, pueden verse afectadas por su

misma estructura y los cambios a los que pueda estar sometida en operación.

Partiendo de un diseño previamente desarrollado, y con unos datos de telemetría

obtenidos de forma práctica, se procederá a analizar y construir la estructura alar

y su unión al fuselaje del Navigator x2 a escala real para ver su comportamiento

estructural utilizando el banco de pruebas y cargas calculadas según los datos

iniciales de vuelo. La estructura a estudiar, estará construida una gran parte en

materiales compuestos, lo que implica un estudio avanzado de sus propiedades y

las técnicas de utilización de los mismos. Teniendo en cuenta que este tipo de

materiales tienen menos tiempo de trayectoria en la industria que otros materiales

usados en construcción de aeronaves y en este momento se están empezando a

implementar estructuralmente en ellas, se debe hacer un estudio intensivo del

comportamiento de estos materiales durante la operación. Para ello se utilizará un

banco de pruebas para estructuras alares “TRABAJO DE GRADO DISEÑO Y

CONSTRUCCIÓN DE UN BANCO DE PRUEBAS PARA EL ANÁLISIS

ESTRUCTURAL Y DE AEROELASTICIDAD BÁSICA EN UNA ESTRUCTURA

ALAR DE AERONAVES NO TRIPULADAS DE ALCANCE MEDIO ” para simular

estas condiciones de operación.

33

Como se dijo anteriormente se utilizará el banco de pruebas de la Universidad de

San Buenaventura1, al cual es necesario hacerle unas modificaciones de

adecuación, para que los datos que se obtengan sean más similares a los de una

situación real. Se acondicionará el banco de pruebas, para empotrar el ala del

Navigator x2. Así mismo se ubicarán de mejor forma los actuadores para tener

una distribución de lift y drag más cercana, también se hace necesario la

adaptación de acelerómetros, para que sea más eficiente la medición de la

deformación de la estructura alar y arroje datos que den una buena confiabilidad.

1 Trabajo de grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN BANCO DE PRUEBAS PARA EL ANÁLISIS ESTRUCTURAL Y

DE AEROELASTICIDAD BASICA EN UNA ESTRUCTURA ALAR DE AERONAVES NO TRIPULADAS DE ALCANCE MEDIO” de SAHILY TÁMARA URZOLA y CAMILO BOLAÑO ROMERO de la UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA, año 2010. 2 Trabajo de grado “REINGENIERÍA Y ANÁLISIS ESTRUCTURAL CON APLICACIÓN DE MATERIALES COMPUESTOS

PARA EL AVIÓN ACROLITE” de ARMANDO LEGA RUIZ y JOSE MANUEL CASTIBLANCO QUINTERO de la

34

1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA

1.1 ANTECEDENTES

El campo de las estructuras de aeronaves en la Universidad de San

Buenaventura, está muy enfocado a realizar investigaciones que sirvan como base

teórica para otras investigaciones. Por esta razón, se ve que muchos trabajos de

grado están encaminados a continuar investigaciones ya presentadas. En cuanto

a estructuras alares, se han hecho investigaciones teóricas en cuyo desarrollo

también se construye.

Un estudio que se realizó en la Universidad, es el caso del avión Acrolite 2, en el

cual se hizo una investigación para aplicar nuevos conceptos de ingeniería en

cuanto a materiales a un avión, con el fin de mejorarlo y esperando mejor

rendimiento en la función para la que está diseñado. Principalmente, esa

investigación buscó mediante un estudio avanzado, reemplazar algunas partes de

aluminio de la estructura alar de la aeronave por materiales compuestos.

Se utilizó en el Acrolite, costillas con estructura interna, es decir, unas costillas con

unos largueros en diagonal y vertical, que hacen unas costillas muy livianas pero

estructuralmente resistentes. Como el común de las estructuras alares, estas

tienen vigas principales y secundarias, que tienen como misión soportar esfuerzos

de tensión y torsión.

Se habla entonces, de una de carga alar, la cual es igual al peso bruto del avión

dividido por su superficie alar, carga que dependen de la configuración del avión,

tipo de ala y perfil aerodinámico del ala. En el caso del Acrolite, los cambios se

vieron reflejados en el peso, ya que se hicieron cambios estructurales en las alas

en cuanto a materiales, en el caso de esta aeronave, se buscaba aumentar su

2 Trabajo de grado “REINGENIERÍA Y ANÁLISIS ESTRUCTURAL CON APLICACIÓN DE MATERIALES COMPUESTOS

PARA EL AVIÓN ACROLITE” de ARMANDO LEGA RUIZ y JOSE MANUEL CASTIBLANCO QUINTERO de la UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA.

35

maniobrabilidad lo cual se logró mediante el aumento de la carga alar al disminuir

su peso bruto.

La estructura de las alas del Acrolite, por ser de un avión diseñado para maniobras

siempre está sometida a factores de carga muy altos, lo que supone grandes

esfuerzos estructurales. El cálculo de las cargas a las que se somete la estructura

alar del Acrolite se basa en la teoría dada por el libro AEROPLANE

CONSTRUCTION AND STRENGHT ANALISYS de Y.M Paramonov.

Otro trabajo, además precursor inmediato de esta investigación es el caso del

diseño y la construcción del banco de pruebas 3 que se construyó en la

universidad para hacer pruebas de estructuras alares. Aunque el fin principal de

esta investigación no es construir un ala sino construir el banco de pruebas, se

hace necesario la construcción del ala a la que se harán pruebas en el banco,

dicha ala será la de una aeronave no tripulada de alcance medio UAV.

Durante la construcción del ala que se probó, se debieron analizar las cargas a las

que su estructura se vería sometida en un vuelo del avión para el que fue

construida. Lo primero que se hizo fue calcular el factor de carga para la maniobra

más crítica que pudiera realizar la aeronave asumiendo algunos factores de

diseño como velocidad de crucero y radio de curvatura en la maniobra, lo que

representa el máximo esfuerzo estructural. Con lo anterior se pudo hacer el

diagrama V-n, el cual da una idea más clara de lo que enfrentará la estructura alar

a construir. Posteriormente, se procede a calcular la distribución de sustentación

para esa ala teniendo en cuenta el factor de carga calculado, con el perfil

aerodinámico antes escogido y con la envergadura que se utilizara. Y por último

3 Trabajo de grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN BANCO DE PRUEBAS PARA EL ANÁLISIS ESTRUCTURAL Y

DE AEROELASTICIDAD BASICA EN UNA ESTRUCTURA ALAR DE AERONAVES NO TRIPULADAS DE ALCANCE MEDIO” de SAHILY TÁMARA URZOLA y CAMILO BOLAÑO ROMERO de la UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA, año 2010.

36

se hacen también los respectivos cálculos de la resistencia al avance, también

para diferentes condiciones de vuelo a las que se someterá la aeronave.

Se calculó también el momento torsor utilizando el software AVL, con el fin de dar

inicio al diseño de la estructura del ala, para lo cual fue necesario saber la

ubicación del centro de carga, el centro de presiones, el centro de masa, etc. Se

tiene en cuenta hasta el último detalle con el fin de que el diseño y lo que se

construya sea lo más preciso posible.

En la Universidad de Stanford, se hizo una publicación sobre el comportamiento

de materiales compuestos en estructuras aéreas, su durabilidad y la predicción de

posibles fallas4. Este trabajo está dirigido principalmente para estructuras de

fuselajes de aeronaves, construidas en materiales compuestos y su principal

función, es evaluar la integridad, la durabilidad, la resistencia y la aplicabilidad de

estos materiales en este tipo de estructuras.

Mediante la utilización de un software especializado, se hacen análisis minuciosos

de las estructuras de los fuselajes especialmente, para predecir posibles fallas,

bien sea por fatiga de las mismas estructuras o por daños causados por impactos.

Para ello se hace primero un estudio del tipo de estructura que tiene el avión, las

cargas a las que está sometido dependiendo sus actitudes de vuelo, la humedad a

la que se somete también y demás factores que puedan afectar la durabilidad e

integridad de las estructuras de los fuselajes construidas con materiales

compuestos.

En cuanto a la elección del material, es necesario conocer algunos trabajos que se

hayan hecho en Colombia y en el mundo de caracterización y pruebas de

materiales compuestos, los cuales se referencian a continuación.

4 Publication “AN INTEGRATED HEALTH MANAGEMENT AND PRONOSTIC TECHNOLOGY FOR COMPOSITE

AIRFRAME STRUCTURAS” de INGOLF MUELLER, CECILIA LARROSA, SURAJIT ROY, AMRITA MITTAL, KULDEEP LONKAR y FU-KUO CHANG.

37

En la industria aeronáutica la fabricación de partes estructurales hechas con

materiales compuestos han aumentando considerablemente ya que en las

aeronaves se busca mejorar el rendimiento con la disminución del peso y el

aumento de la resistencia estructural.

En la universidad de San Buenaventura ya se han realizado investigaciones

enfocadas en materiales compuestos, específicamente en materiales

compuestos de matriz polimérica lo que nos facilita el trabajo permitiéndonos

tener un entendimiento minucioso de los factores que afectan las propiedades

mecánicas del material, por medio del desarrollo de un modelo matemático que es

indispensable para el cálculo y diseño del material compuesto.

Este modelo matemático5 permitirá estudiar diferentes tipos de configuraciones

de material, disminuyendo tiempo y costos que nos llevaran a la realización de la

investigación para encontrar la configuración adecuada de diseño del mismo.

El estudio de caracterización del material que se hizo en la universidad tuvo como

método de fabricación el moldeo de contacto, laminado abierto, y wet lay-up que

tiene como características el posicionamiento de fibras, moldeo por transferencia

de resinas (RTM) , infusión de vacío, moldeo por compresión, tejido de filamento y

pultrusion. Para poder llevar a cabo dicho proceso se debió seguir una serie de

estándares que permitieron un proceso adecuado de fabricación. Las normas

ASTM que se tuvieron en cuenta son: ASTM – D 3039M (Método estándar de

prueba del comportamiento a tensión de materiales compuestos de matriz

polimérica). ASTM – D 3410/D 3410M (Método de prueba del comportamiento a

compresión de materiales compuestos de matriz polimérica).

5 Trabajo de Grado “DESARROLLO Y VALIDACIÓN DE UN MODELO MATEMÁTICO PARA EL CÁLCULO DE

PROPIEDADES MECÁNICAS DE MATERIALES COMPUESTOS” de VICTOR GILLERMO BARRERA BUITRAGO, CHRISTIAN RENE CARVAJAL PUCHE, JUAN SEBASTIAN MARQUEZ OSPINA Y CAMILO QUIROGA CHAVES.

38

Los parámetros que se utilizaron en la caracterización del material fueron:

módulo de Young, modulo cortante, relación de Poisson, densidad del material

compuesto, módulo de elasticidad longitudinal, módulo de elasticidad transversal,

módulo de elasticidad cortante longitudinal, módulo de elasticidad cortante

transversal.

En la Universidad de San Buenaventura también se realizó la fabricación y

caracterización de un material compuesto de matriz polimérica con refuerzo

metálico (malla de aluminio) con el fin de aumentar la rigidez del material

reduciendo gastos de mantenimiento y teniendo en cuenta que no se perdieran

los factores de seguridad del material.

Los estudios de este material fueron basados en software y pruebas en máquinas

universales de ensayo, también fue diseñado un programa en Matlab para

calcular la matriz esfuerzo-deformación para materiales isotrópicos,

posteriormente se realizó un diseño del modelo en CAD, una simulación en Algor,

después se procedió a la fabricación y finalmente se hizo una caracterización

experimental del material6. Luego de esto se hizo una caracterización teórica

donde se determinaron los valores de módulo de elasticidad y relación de Poisson

donde se utilizó la ecuación de módulo de elasticidad y la ecuación de relación de

Poisson, con las anteriores ecuaciones se realizaron las propiedades físicas del

refuerzo y la malla en las cuales dieron unos resultados de refuerzo y resina para

el módulo de elasticidad, refuerzo de Poisson y volumen.

En el año 2008 se realizó un estudio en la Universidad Complutense de Madrid

sobre procesado y caracterización de materiales compuestos de matriz polimérica

reforzados con nano fibras de carbono donde primero que todo se debió

6Trabajo de grado FABRICACIÓN Y CARACTERIZACIÓN DE UN MATERIAL COMPUETO DE MATRIZ POLIMÉRICA

CON REFUERZO METALICO ( MALLA DE ALUMINIO) de ZORAYA CASTELLANOS LÓPEZ, SANDRA JIMENA GONZÁLEZ VARGAS y GINA ANDREA VARÓN GARCÍA.

39

preparar el material utilizando las fibras y las resinas fabricadas, las cuales fueron

preparadas por colada en molde abierto.

Las probetas fabricadas fueron caracterizadas tanto desde el punto de vista

mecánico y eléctrico7. Posterior a esto se hizo una mezcla de nano fibras de

carbono y resinas mediante un proceso de agitación mecánica simple, luego se

realizó una molturación con equipo Torusmill la cual con llevo a la caracterización

mecánica en la que fue posible realizar un ensayo de flexión a tres puntos y

adhesión, este ensayo se llevó a cabo siguiendo la norma ISO 178, después se

realizó un ensayo de tracción indirecta donde fue posible llevar a cabo un análisis

de las tensiones a las que estaban sometidas las piezas del material compuesto,

luego de realizar este ensayo se procedió a elaborar un ensayo de impacto,

después se hizo una medida de resistividad eléctrica, terminada esta serie de

ensayos fue posible llegar a una caracterización micro estructural en las cuales

se caracterizaron superficies del material compuesto resina-nano fibras de

carbono y superficies de fractura del material compuesto luego de haber realizado

el ensayo de tracción indirecta.

En cuanto a los procesos de construcción de estructuras de aeronaves utilizando

materiales compuestos, se puede decir que es algo muy reciente y que sus

antecedentes datan de pocos años atrás.

A través de la historia aeroespacial se han tenido que realizar diferentes

investigaciones para poder satisfacer alguna necesidad, como puede ser el peso

y la resistencia de las aeronaves; para esto se ha investigado en materiales que

puedan aportar cada vez más a la integridad de la aeronave, pero al descubrir

materiales de mejores propiedades también se debe avanzar en el proceso de

fabricación y construcción; por eso podemos encontrar algunos artículos

7 Trabajo de postgrado “ PROCESADO Y CARACTERIZACIÓN DE MATERIALES COMPUESTOS DE MATRIZ

POLIMÉRICA REFORZADOS CON NANOFIBRAS DE CARBONO PARA APLICACIONES TECNOLÓGICAS” de GERMÁN MORALES ANTIGÜEDAD.

40

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.

41

instrumentos de aviónica. Para el caso de las alas, se utilizó la misma plantilla

utilizada para la raíz de las alas; para unir todo se usó cianoclirato y en las uniones

se usó una tela de fibra de vidrio y resina. Siguiente a esto, se ancló el tail boom

con epóxico y pines de sujeción de una sección transversal y se unió la viga

principal que va a soportar los esfuerzos principales. La nariz se realizó a mano,

con la misma técnica de núcleo de espuma usado en las alas. Al momento de

poner la tela de fibra de vidrio, se debió tener especial cuidado porque cada fibra

tiene ciertos requerimientos para la forma, una vez curado se lijó todo para dar un

buen acabado.

El tail Boom está hecho de láminas de aluminio de diferentes calibres para cumplir

los requerimientos de esfuerzos:

En cuanto al tren de aterrizaje, Los ejes están hechos de aluminio y acero, con

llantas y amortiguadores comerciales los cuales deben ser ensamblados

correctamente para dar un buen amortiguamiento.

El motor se realizó con madera de balsa con forma circular como molde, para

luego cubrirlo de fibra de vidrio y resina; la parte de los vanes controladores se

hizo en aluminio, para poder soportar los servos.

Por otro lado vemos que en el campo de los métodos de prueba de estructuras

alares en bancos de prueba;9 la empresa Boeing le ha hecho un estudio muy serio

al modelo de avión KC-135.

El estudio que se realizó tiene como enfoque, simular las cargas que se presentan

en vuelo, utilizando un método electro-hidráulico; los resultados dados servirán

para hacer un estudio de fatiga en la estructura alar.

9 Paper “CLARENCE E. KUTZ, JR., IS RESEARCH ENGINEER, THE BOEING COMPANY, TRANSPORT DIVISION,

TECHNOLOGY LABORATORY, RENTON, WASH.” sesa spring meeting held in Seattle,

42

Para la prueba, se tomó como muestra toda el ala con la unión al fuselaje. Para

dar una configuración más completa de la estructura alar.

Debido a la complejidad de la carga requerida y la velocidad a la que esta debe

ser requerida, se creó un programa que brindará los múltiples puntos de carga

necesarios para la simulación. Para simular estas cargas en la estructura alar fue

necesario, programadores de carga, que se encargaban de programar la carga de

toda la estructura, un controlador, que debía encargarse de controlar la carga en

un punto específico, un transductor de carga, que proporciona información de la

carga que se estaba aplicando a la estructura alar, una grabadora, que se

encargaba de grabar cada operación ocurrida en el banco de prueba, una servo

válvula, que proporcionaba el fluido necesario para que el actuador aplicara la

carga.

Para esta prueba se seleccionó un sistema electro-hidráulico debido a que,

arrojaba excelentes resultados gracias a que su sistema tenía estabilidad y gran

velocidad de respuesta. Las ventajas de la aplicación de cargas dinámicas con un

actuador simple efecto se aplican a todo el sistema, porque estaba provocando la

fatiga de una manera muy parecida a la real.

Esta manera de realizar las pruebas a las estructuras alares es muy buena pero,

se realizó en el año de 1963, entonces desde esa época hasta los tiempos de hoy

se ha ido evolucionando en los bancos de prueba, en los instrumentos de

medición de deformación y en los instrumentos de aplicación de cargas; que nos

dan tanto mejores resultados como una manera más fácil de realizar las pruebas a

estructuras alares.

También en la universidad de San Buenaventura se ha trabajado en bancos de

prueba para estructuras alares. La investigación que se realizo estaba enfocada

43

en el 10diseño detallado de un banco para el análisis de vibraciones en estructuras

alares.

Se hizo un estudio de bancos de pruebas con análisis de vibraciones, de todo el

mundo, para tener una base para proponer, analizar y diseñar el banco de

pruebas.

Características como, seguridad, simulación ala-fuselaje, facilidad de fabricación,

facilidad de operación, costo de fabricación, costo de operación y mantenimiento,

dimensiones, aspecto atractivo y rigidez estructural, sirvieron para diseñar un

banco de pruebas para el análisis de vibraciones, de fácil fabricación.

Se compararon tres alternativas diferentes de realizar el banco de pruebas y se

escogió la que cumpliera satisfactoriamente las características de selección

mencionadas anteriormente.

Se analizó la influencia que tiene las cargas de la estructura alar en la estructura

base; para determinar la vida útil, y el espesor de los materiales utilizados y para

la estructura del banco de pruebas de estructuras alares.

Para la construcción del banco de pruebas de estructuras alares se hizo, cálculo

de soldadura y selección de pernos sujetadores; con el fin de garantizar que la

estructura del banco de pruebas va a estar completamente empotrada al piso y

que este no va a influir en los resultados de las pruebas.

El banco tiene características como, resistencia a movimientos sísmicos,

resistencia a diferentes tipos de climas, resistencia a altas temperaturas y tiene la

capacidad de soportar grandes cargas.

10

Trabajo de grado “DISEÑO DETALLADO DE UN BANCO PARA EL ANALISIS DE VIBRACIONES EN UNA

ESTRUCTURA ALAR” de CAROL ROCIO ARIAS HERNANDEZ, LEIDY VIVIANA COLORADO CARRILLO Y LAURA FERNANDA MATEUS RODRIGUEZ.

44

Se propuso un dispositivo de sujeción ideal, para estructuras alares con piel; el

cual va a brinda a la estructura alar la seguridad de que no se va a deformar

debido su adaptación al banco de pruebas.

Se presentó un dispositivo de medición de vibración tales como, vibscanner que

se complementa con un software llamado omnitrend.

Esta manera de realizar las pruebas a estructuras alares es muy buena, ya que

tienen en cuenta que el banco de pruebas de estructuras alares no se vaya a

deformar debido a las cargas aplicadas, y tenga una vida útil teóricamente infinita;

además arrojar resultados confiables de cómo se comporta la estructura alar

cuando está sometida a vibraciones.

1.2 DESCRIPCIÓN Y JUSTIFICACIÓN DEL PROBLEMA

¿Cuál será el comportamiento de la estructura alar sometida a cargas

debidas a la distribución de sustentación, resistencia al avance y momento

generado en el NAVIGATOR x2?

A largo de la historia hemos visto el esfuerzo de crear aeronaves más seguras y a

su vez más eficientes. Lo que lleva principalmente a diseñar estructuras muy

confiables con materiales muy livianos. Para este fin se están implementando

nuevas tecnologías que implican hacer estudios muy especializados en el

comportamiento de ellas en las diferentes dependencias de una aeronave, para

mantener un alto grado de confiabilidad.

Una de las principales soluciones al tema del peso en estructuras de aeronaves,

se ha visto en la implementación de materiales compuestos, los cuales tienen

características que favorecen algunos aspectos, pero que a su vez por tener un

comportamiento totalmente diferente a otros materiales, dan cabida a nuevos

estudios para un mejor comprensión de ellos.

45

Como las experiencias de implementación de estos materiales en estructuras de

aeronaves son tan pocas, se busca hacer pruebas destructivas de estas, para

analizar comportamientos de los materiales y poder tener soportes basados en la

práctica, con el fin de poder implementar de lleno este tipo de materiales en

aeronaves, con un margen de seguridad aceptable y con el fin de mejorar las

técnicas.

La práctica dice que se pueden hacer algunas pruebas, para nuestro caso

estructuras alares, mediante la utilización de métodos a nuestro alcance

tecnológico, los que a su vez sirven de retroalimentación para ir avanzando en el

reconocimiento de problemas, adquisición de datos y predicción de posibles fallas.

A los métodos actuales, se busca implementarles mejoras según estudios, para

hacer que los resultados que se obtengan mediante su utilización sean cada vez

más cercanos a lo real y puedan hacer análisis que permitan llegar a resultados

óptimos.

1.3 JUSTIFICACIÓN

La realización de esta investigación, está enfocada principalmente, a la

construcción y análisis de la estructura del ala del Navigator x2, con el fin de

proporcionar información científica basada en la práctica, sobre el comportamiento

de esta.

Dejando en claro que esta investigaciones complemento de otra, y está dirigido a

servir como soporte en la optimización de este vehículo aéreo, dándole

confiabilidad y soporte a la estructura que se aplique en su construcción y a los

materiales que se utilicen. Colaborando de forma directa a la realización de una

investigación de gran importancia para la comunidad y en específico el prestigio

de la Universidad.

46

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.

47

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

48

teniendo en cuenta los datos que se obtengan en la maquina universal de ensayos

de la Universidad de San Buenaventura, se hará un análisis de los mismos para

elegir el material más conveniente de acuerdo a nuestras necesidades.

Se realizará un proceso de caracterización de materiales, para hallar las

propiedades que poseen las secciones del ala.

1.6 PRESUPUESTO

Debido a que esta investigación no es patrocinada por la universidad ni ningún

ente dedicado a fomentar proyectos a nivel universitario, los integrantes del grupo

de este trabajo de grado asumen todos los gastos en los que se incurre para su

desarrollo. Estos gastos se ven reflejados en la siguiente tabla:

Tabla 1. PRESUPUESTO PARA LA REALIZACIÓN DE LA INVESTIGACIÓN.

PRESUPUESTO PROYECTO DE GRADO

No ITEM CANTIDAD VALOR

1 LIJA 1/2 PLIEGO $ 3.500

2 CIANOCLORATO 20 g $ 7.500

3 MEK PEROXIDO 1 ONZA $ 3.000

4 MONOMERO ESTIRENO $ 5.500

5 OCTOATO DE3 COBALTO $ 4.000

6 TRANSPORTE … $ 10.000

7 BROCHAS 2 $ 5.500

8 CINTA 1 ROLLO $ 1.700

9 FIBRA DE CARBONO 3 YARDAS $ 411.000

10 TABLA PARA LA MESA 1 $ 100.000

11 FIBRA DE VIDRIO (ERROR) 4 m2 $ 20.000

12 RESINA POLIESTER $ 7.000

13 FIBRA DE VIDRIO UTILIZADA 4 m2 $ 120.000

14 BALSO 11 TABLAS $ 55.000

15 CABLE DE DATOS PROGRAMA DEL BANCO 1 $ 35.000

16 TRANSPORTE … $ 3.000

17 VIDRIO PARA TRABAJAR 1 $ 27.000

49



20 FIBRA DE CARBONO 3 YARDAS $ 476.000

21 CONTAC 1 ROLLO $ 11.000

22 PLASTICO PARA VACIO 3 METROS $ 10.000


24 TRANSPORTE $ 10.000

25 FIBRA DE CARBONO 1-1/2 YARDA $ 226.200

26 IMPRESIÓN PLANOS JIGS $ 4.200

27 RESINA POLIESTER 1 KG $ 8.200


29 LAMINA DE ACERO 1020 (4"*1/4"*1.40) $ 50.000

30 TORINILLOS, TUERCAS Y ARANDELAS BANCO 30 c/u $ 4.000

31 TORNILLOS, TUERCAS Y ARANDELAS ALA 8 c/u $ 3.500

32 TUBOS DE SUJECION DEL ALA 2 $ 15.000


35 MONOKOTE 4 ROYOS $ 96.000


37 MATERIALES DE PAPELERIA $ 16.000

38 MATERIALES DE PAPELERIA $ 7.000

39 CINTA DE ENMASCARAR 2 ROYOS $ 4.000

40 CONTAC 1 ROYO $ 11.000

41 PLOTER CUADRICULA $ 75.000

42 BROCAS 7 $ 28.000

43 TORNILLOS, TUERCAS Y ARANDELAS ALA $ 8.000

44 MANGUERA PARA EL BANCO 4 METROS $ 20.000

45 PINTURA 1/4 DE G $ 8.500


47 IMPRESIONES $ 80.000

TOTAL $ 2.039.700

APORTE DE CADA INTEGRANTE $ 509.925

50

2 MARCO DE REFERENCIA

2.1 MARCO TEÓRICO CONCEPTUAL.

2.1.1 AERONAVE NO TRIPULADA

Una aeronave no tripulada es un vehículo aéreo, cuya característica principal es

que no necesita piloto para volar. Su vuelo es programado previamente y utiliza un

sistema de localización en la mayoría de los casos por GPS.

Una de las características principales, es que son de pequeños o medianos

tamaños, lo que permite transportarlas fácilmente. Se distinguen de los misiles, ya

que una característica fundamental de un UAV es que debe ser reutilizable, es

decir no cumple una única misión.

Aunque los UAV son principalmente de uso militar, en la actualidad se han visto

como herramientas importantes en la lucha contra incendios y en la vigilancia de

oleoductos, misión para la cual fue diseñado el NAVIGATOR X2.

Dependiendo de su misión, son clasificados en 6 grupos.

De blanco

De reconocimiento

De combate

De logística

De investigación y desarrollo.

Comerciales y civiles.

51

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.

52

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.

53

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.

54

2.1.8 RESINA

Las resinas son sustancias liquidas que pueden pasar a estado sólido mediante

una reacción química provocada por un agente externo, tal como un acelerador y

un catalizador. Las resinas no tienen la resistencia suficiente por si solas es por

eso que también necesitan refuerzos de otros materiales como las fibras que son

los que proporcionan la flexibilidad y dureza suficiente para su implementación.

2.1.9 MAQUINA UNIVERSAL DE ENSAYOS

Es una máquina semejante a una prensa la cual es capaz de hacer pruebas de

tracción, tensión, compresión, mide propiedades de esfuerzo último, elasticidad,

rigidez y módulo de Poisson con el fin de medir las propiedades del material. Esta

máquina es ampliamente utilizada en la caracterización de nuevos materiales

2.1.10 BANCO DE PRUEBAS

El banco de pruebas es un instrumento de experimentación práctica que nos

brinda la forma de comprobar implacable, clara y eficazmente, teorías científicas o

nuevas tecnologías. El banco de pruebas se puede utilizar en varias disciplinas

donde se requiera probar de forma controlada un objeto en particular adoptando

las mismas características del modelo aplicado al objeto para realizar una

simulación confiable.

El banco de pruebas utilizado en la simulación de cargas es confiable porque los

actuadores nos dan la mejor manera de comprobar eficazmente las cargas

calculadas teóricamente para las estructuras alares.

2.1.11 ACTUADOR

Un actuador es un instrumento mecánico el cual es capaz de aplicar una fuerza

sobre una superficie. La fuerza que aplica el actuador puede provenir de, la

presión neumática, la presión hidráulica o de un motor eléctrico, y dependiendo del

55

origen se nombra al actuador, actuador neumático, actuador hidráulico o actuador

eléctrico.

2.1.12 ACTUADOR NEUMÁTICO

Los actuadores neumáticos sirven para transformar la energía proveniente de la

presión del aire, en movimiento, con esto se transmiten los esfuerzos del actuador

a la superficie de contacto.

El trabajo realizado por un actuador neumático puede ser lineal o rotativo. En los

actuadores lineales podemos ver que la fuerza se transmite por cilindros de

embolo; así podemos ver que existen dos tipos fundamentales de actuadores, los

actuadores hidráulicos de simple efecto, que solamente poseen una entrada de

aire y producen únicamente una carrera de trabajo en un sentido, y los actuadores

neumáticos de doble efecto, los cuales tienen dos entradas de aire que producen

dos carreras de trabajo una de salida y una de retroceso aplicando fuerza en cada

movimiento producido.

Los actuadores neumáticos son los que se adaptaron mejor a nuestras

necesidades de simulación de cargas sobre una superficie alar, gracias a su bajo

costo y su excelente rendimiento a la hora de transmitir fuerzas además que

eliminan riesgos al momento de manipularlos porque estos trabajan con aire que

no se ven afectados si hay chispas o fuego cerca.

2.1.13 ACERO

El acero es el material escogido para la construcción del banco de pruebas gracias

a su excelente resistencia al momento de soportar la estructura alar y las cargas

aplicadas al momento de hacer la simulación. El acero es uno de los materiales de

producción y construcción más versátil y dúctil. Es ampliamente usado en diversas

industrias gracias a que es un material de bajo costo que combina la resistencia y

56

fácil manipulación. Asimismo sus propiedades pueden cambiar según las

necesidades específicas haciéndole procesos de calor y aleaciones.

Para clasificar un acero debe indicarse el porcentaje de carbono y su resistencia,

entonces podemos encontrar, aceros al carbono, estos representan casi el 90%

de todos los aceros y contienen altas cantidades de carbono ,bajas cantidades de

manganeso, silicio y cobre; aceros aleados, los cuales poseen unos valores

determinados de vanadio y molibdeno con altas cantidades de manganeso, silicio

y cobre con respecto a los aceros normales al carbono; y los aceros de bala

aleación ultrarresistentes, estos aceros son más baratos que los aceros aleados

convencionales porque contienen cantidades más bajas de los costosos

elementos de aleación, pero su característica más importante es que reciben un

tratamiento especial el cual les da una gran resistencia.

2.1.14 ACERO 1040

El acero 1040 posee un alto nivel de carbono, el cual nos brinda mayor resistencia

con respecto a aleaciones de bajo carbono. Este acero es endurecedlo por

diversos tratamientos los cuales le dan una excelente resistencia, además que es

saldable por todos los métodos de soldado.

El acero 1040 es el material escogido para la construcción del banco de pruebas

gracias a su excelente resistencia al momento de soportar la estructura alar y las

cargas aplicadas cuando se realiza la simulación.

2.1.15 JIG

Durante el proceso de construcción con materiales compuestos es usual encontrar

elementos formadores como es el caso de los jigs, los cuales tienen la forma de

las partes especificas del la pieza a fabricarse, y que sirven para poder juntar,

presionar y mantener la forma de las piezas usadas en la fabricación, en este caso

los jigs tienen la forma de las costillas del ala ya que en estas partes es que se

57

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.

58

2.1.18 RESINA PRE-ACELERADA

Para poder realizar la fabricación de un material compuesto es necesario

impregnar las telas con resinas las cuales ayudan a compactar las telas y a darle

más propiedades físicas al compuesto terminado, es usual escuchar sobre resina

poliéster o epódica, la cual puede venir en varias presentaciones como lo es la

versión pre-acelerada, que para el caso de la resina poliéster tendría incorporados

todos los aditivos necesarios para crear la solución a impregnar, aditivos como el

Octoato de Cobalto, y el Estireno Monómero; dejando así solo la aplicación del

Mek Peróxido el cual es el catalizador que se debería utilizar según la cantidad

que se desee usar de resina y telas de compuestos.

2.1.19 CATALIZADOR

El catalizador es un parte muy importante del proceso de elaboración de piezas en

materiales compuestos ya que este ayuda a acelerar el proceso de la reacción

química entre los componentes de la mezcla dando así un tiempo menor de

curado dependiendo de la cantidad que se requiera la cual es dada por la cantidad

de telas y resina a usarse; este catalizador al reaccionar genera calo así que si se

agrega en cantidades exageradas podría llegar a ser peligroso debido a la

reacción química que genera.

2.1.20 VACIO

Es común que para el curado de las piezas en materiales compuestos se realice la

técnica de vacío, la cual se encarga de sacar todo el aire de la resina y la pieza,

evitando así la formación de burbujas las cuales en una futuro podrían dar paso a

una falla estructural que puede terminar en alguna ruptura.

2.1.21 POLIESTIRENO EXPANDIDO

Este es un material plástico con textura espumada, que se ha derivado del

poliestireno, y que es muy común encontrarlo en el transporte de cargas y es más

59

conocido como Icopor en Colombia. Además es bastante usado debido a su fácil

manipulación para el modelamiento de piezas; proceso que se realiza mediante un

dispositivo el cual se calienta y deja un corte limpio y fino.

2.1.22 PLÁSTICO TERMO-ENCOGIBLE

Este tipo de plástico es muy común verlo en el aeromodelismo ya que es usado

para realizar la piel de la mayoría de estos aeromodelos, debido a que al momento

de plancharse el plástico tiende a encogerse y deja una terminación homogénea,

lisa y brillante; características que son muy importantes en la terminación de las

superficies de los aeromodelos o en el caso de los materiales compuestos en la

terminación de las superficies de los moldes.

2.1.23 LAMINADO

Es bastante usual que cuando se realicen piezas en materiales compuestos no se

les de la terminación final desde la fabricación porque en algunos casos es más

fácil dar sea forma mediante algún tipo de corte, es debido a eso que se crean

laminas o laminados de materiales compuestos con un espesor especifico del cual

pueden salir una gran cantidad de piezas y que obtiene su forma al ser cortadas

después del curado total de las resinas y las fibras.

2.1.24 BRIONI

Es una tela que se pone justo encima de las fibras impregnadas con las resinas,

esta tela se usa para absorber los excesos de resina y le permite respirar a las

fibras para extraer el aire.

2.1.25 GUATA

Una vez que cada capa de fibra este impregnada adecuadamente con la resina se

cubre con una tela llamada brioni y luego con una cubierta de una especie de

algodón llamado guata el cual cumple la función de dejar respirar al compuesto

para que puedan salir los excesos de aire al momento de utilizarse el vacío.

60

2.2 MARCO LEGAL O NORMATIVO.

El análisis de la estructura alar está regido por la normativa para aeronaves no

tripuladas de la autoridad de aviación civil australiana.11

11 CIVIL AVIATION SAFETY AUTHORITY AUSTRALIA. Design Standards: Unmanned Aerial Vehicles- Aeroplanes

Australia.

61

3 METODOLOGÍA.

La metodología que se utilizó para la realización de esta investigación se

encuentra consignada en el siguiente diagrama de flujo:

62

63

64

65

66

67

68

3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN

Empírico Analítico.

3.2 LINEA DE INVESTIGACIÓN DE LA USB / SUB-LINEA DE LA FACULTAD /

CAMPO TEMÁTICO DEL PROGRAMA.

El campo temático del programa de ingeniería aeronáutica para el cual está

inscrita esta investigación es Diseño y construcción de aeronaves. La sub-línea de

69

investigación de la facultad es Estructuras. Y la línea de investigación de la

universidad es, tecnologías actuales y sociedad.

3.3 TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE INFORMACIÓN.

Las principales fuentes de información, por el hecho de estar enlazadas a ellas,

son los trabajos de grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO

AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02” y “DISEÑO Y

CONSTRUCCION DE UNA ESTRUCTURA ALAR DE AERONAVES NO

TRIPULADAS DE ALCANCE MEDIO PARA LA SIMULACION DE CONDICIONES

DE VUELO EN UN BANCO DE PRUEBAS ESTRUCTURALES”.

Del primer trabajo de grado mencionado, se tomo el diseño de la estructura alar

(diseño en Solid Edge) y su unión al fuselaje, parte del análisis de cargas de la

misma y datos de telemetría que representan el comportamiento de la aeronave

en vuelo. Sirvió de apoyo también para ver algunos datos aerodinámicos

necesarios para el análisis de cargas. Asimismo sirvió como referencia

bibliográfica para ver procesos de construcción usando materiales compuestos.

El segundo trabajo de grado es el antecedente principal de esta investigación de

grado, por lo cual se tomo información importante para el análisis de cargas,

caracterización de materiales y métodos de construcción. Sirvió también como

referencia bibliográfica para la investigación de bancos de pruebas de estructuras

alares. Además de lo anterior, este trabajo de grado proporciono el banco de

pruebas desarrollado en la Universidad de San Buenaventura para análisis de

aeroelasticidad de estructuras alares.

Posterior al proceso de documentación del tema, se dividió el grupo total de

trabajo para trabajar en los diferentes campos que abarca el trabajo de grado:

Análisis de cargas, Caracterización de materiales, Métodos de construcción de la

estructura alar (todo el grupo), Adecuación del banco de pruebas estructurales X1

70

de la Universidad de San Buenaventura y por Último pruebas en el banco y en

Ansys y análisis de resultados (todo el grupo).

Análisis de cargas: Recolección de la información sobre las cargas a las que está

sometida la estructura alar, para el análisis en el banco de pruebas y en Ansys.

Caracterización de materiales: Investigación de las propiedades de las fibras y

resinas que se utilizaran para la construcción, teniendo en cuenta propiedades de

los mismos y costos.

Métodos de construcción: Recolección de información, referente a los métodos

que se utilizan para construir piezas y componentes con materiales compuestos,

siguiendo los estándares básicos exigidos por el medio aeronáutico.

Adecuación del banco de pruebas: Análisis del banco de pruebas existente (X1 de

la universidad de San Buenaventura) para optimizar su funcionamiento teniendo

en cuenta las características geométricas del ala del UAV Navigator X2.

Pruebas en el banco de pruebas y en Ansys y análisis de resultados: Utilizando el

banco de pruebas, y la herramienta Ansys, se hace el análisis de la estructura

alar, se confrontan los resultados de los dos tipos de pruebas, se hace un análisis

de los mismos y se sacan conclusiones para aportar al diseño del Navigator X2.

3.4 HIPÓTESIS.

Este trabajo de grado brindará información valiosa sobre el comportamiento de la

estructura alar del Navigator X2, aportando a la optimización de los materiales

utilizados, y aportando información para tener un ala con el mejor rendimiento

estructural y que aporte al rendimiento de la aeronave.

71

3.5 VARIABLES

Las variables son presentadas de acuerdo a cada uno de los campos de trabajo

de esta investigación.

3.5.1 ANÁLISIS DE CARGAS.

Peso al despegue

Velocidad de maniobra

Posición centro de gravedad

Ubicación de las vigas

Ubicación de las costillas

Esfuerzos normales

Esfuerzos cortantes

Carga de pandeo

Esfuerzo de pandeo

Deformaciones

Deflexión del ala

Peso del ala

Envergadura

Cuerda de la raíz del ala

Cuerda de la punta del ala

Área alar

Cuerda media aerodinámica

Máximo coeficiente de sustentación

Pendiente del ala

Relación t/c

Geometría perfil aerodinámico.

3.5.2 CARACTERIZACIÓN DE MATERIALES

Esfuerzos normales

Esfuerzos cortantes

Deformaciones Selección de materiales

3.5.3 PROCESO DE CONSTRUCCIÓN DEL ALA Y SU UNIÓN AL FUSELAJE.

Materiales compuestos

72

Métodos de construcción

Dimensiones del ala

Posicionamiento de las costillas

Envergadura

3.5.4 BANCO DE PRUEBAS

Peso del ala

Dimensiones del ala

Selección de los sistemas

Componentes del sistema

Posición de los componentes

Pruebas

limitaciones del sistema

Conexiones seguras

Pruebas de funcionamiento

73

4 DESARROLLO INGENIERIL

4.1 ANÁLISIS DE CARGAS

Teniendo en cuenta el gran esfuerzo cortante debido al momento torsor que debe

resistir la estructura alar, el ala está construida con un tipo de estructura llamado

“Wing Box”, donde cierta parte de la sección transversal, en el caso del ala el perfil

aerodinámico, tiene una lámina delgada de material compuesto, con el fin de tener

la estructura cerrada con las vigas principales del ala. Con este tipo de estructura,

se asegura que la piel conjuntamente con el wing box resista esfuerzos en todas

las direcciones, dando así una rigidez torsional.

Se considerarán las mismas teorías que se tuvieron en cuenta para el diseño del

Navigator X2, ya que el ala de este estudio tiene la misma estructura tipo “wing

Box”.

Teoría de flexión de vigas avanzadas

Solución para fuerzas y esfuerzos redundantes aplicando los principios de la teoría

de la elasticidad por métodos varios como trabajo virtual, energía de deformación,

etc.12.

Para el diseño estructural del ala del Navigator X-02, se usará la teoría de flexión

de vigas avanzadas, para lo cual es necesario realizar algunas suposiciones

correspondientes a esta. Las dos suposiciones principales son:

1. Todas las secciones transversales de la viga permanecen planas y

perpendiculares al eje longitudinal durante la deformación. Lo cual significa que la

deformación varía linealmente desde cero en el eje neutro hasta un valor máximo

en las fibras más externas de la sección transversal del wing box.

12

BRUHN, Elmer F. Analysis and Design of Flight Vehicle Structures. Indianápolis, United States: Editorial Jacobs Publishers. 1975. p. A19.5.

74

2. La distribución de esfuerzo normal es directamente proporcional a la

deformación13.

Por lo anterior se despreciará la deformación asociada con los esfuerzos cortantes

de la piel.

Se parte también de lo propuesto en el diseño del NAVIGATOR X2, mediante lo

cual se usan dos tipos de uniones principales, dependiendo de los materiales de

los componentes que se van a unir. Es decir, cuando se quiere unir dos o más

partes construidas en material compuesto, se utiliza el método “bonded joint”.

Lo primero que se tiene en cuenta en el análisis de cargas de una estructura alar,

es la distribución de sustentación que está soportando.

4.1.1 DISTRIBUCIÓN DE SUSTENTACIÓN.

La distribución de sustentación, es la forma como se distribuyen los esfuerzos

debidos a la sustentación que genera el perfil aerodinámico a lo largo de la

envergadura, esta es la principal carga que afecta la integridad de la estructura

alar.

La distribución de sustentación, se calcula con la siguiente ecuación.

√ (

)

Ecuación 1

13 ALLEN, David H. Introduction to Aerospace Structural Analysis. Canadá: John Wiley & Sons, Inc., 1985. p. 152.

75

Dónde:

n, es el factor de carga, que según la normativa Australiana que rige este tipo de

vehículos, es 5,28.

W, es el peso de la Aeronave, cuyo valor más crítico de acuerdo a sus

restricciones de diseño, será 50 Kg.

b, es la envergadura de la aeronave (5 m).

Y, es la distancia a la que está la cada estación con respecto a la raíz del ala.

Para este análisis, se dividió el ala en 11 estaciones, con una separación entre

ellas de 0.25 m.

Se hace el análisis de solo la mitad de la envergadura, despreciando la parte que

ocupa el fuselaje.

La distribución de sustentación para el ala derecha del Navigator X2 será entonces

como sigue:

Tabla 2. DISTRIBUCIÓN DE SUSTENTACIÓN ALA NAVIGATOR X-02

Estación del ala Derecha [m]

L(Y) Derecha [N]

2.5 0

2.25 29.30352231

2 40.33613445

1.75 48.00960288

1.5 53.78151261

1.25 58.22019521

1 61.61446313

0.75 64.13036648

0.5 65.86863174

0.25 66.88991174

0 67.22689076

76

FIGURA 1. DISTRIBUCIÓN DE SUSTENTACIÓN ALA DEL NAVIGATOR X-02.

Esta distribución de sustentación será muy importante para la simulación en Ansys

y en el banco de pruebas, ya que estas son las cargas que representarán los

actuadores neumáticos.

4.1.2 DISTRIBUCIÓN DE DRAG

Para el cálculo de la distribución de drag, se utiliza la siguiente ecuación:

Ecuación 2

0

10

20

30

40

50

60

70

80

0 0,5 1 1,5 2 2,5 3

Distribución de Lift

Distribución de Lift

ESTACION DEL ALA [m]

CARGA ALAR [N]

77

Donde

Ecuación 3

La ecuación 3 queda:

Ecuación 4

Donde:

CD,O, es el coeficiente de drag parasito, según cálculos del diseño del Navigator X-

02 es, 0,02092 y se tomara para los cálculos de esta investigación.

Cfe, es el coeficiente de fricción, que para aeronaves de este tipo es 0.0035

Swet, es el área mojada

S, 3.35 m2 es el área de referencia.

ρ, 0.947162 Kg/m3 que es la densidad del aire en Bogotá.

V, es la velocidad de la aeronave, 9.166 m/s según diseño del Navigator X-02

b, 5 m que es la envergadura.

La distribución de drag, es la siguiente.

78

FIGURA 2. DISTRIBUCIÓN DE SUSTENTACIÓN ALA DEL NAVIGATOR X-02.

4.1.3 POSICIÓN DEL CENTRO DE CARGA.

La posición relativa del centro de carga, se hace teniendo en cuenta tres variables

principales:

Fr, que es la fuerza resultante distribuida de las cargas que actúan sobre el ala

alrededor del perfil aerodinámico.

L, que es la fuerza de sustentación total de la superficie alar.

P, que es el peso total del ala.

Los cuales se ubican de la siguiente forma:

0

0,5

1

1,5

2

2,5

3

3,5

4

4,5

5

0 1 2 3

Distribución de Drag

Distribución de Drag

ESTACION DEL ALA [m]

CARGA ALAR [N]

79

FIGURA 3. POSICIÓN DE LA FUERZA DISTRIBUIDA RESULTANTE. TOMADO DEL PROYECTO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”

Ecuación 5

La posición del centro de carga, se calcula haciendo una sumatoria de los

momentos que actúan en el borde de ataque.

Se determina mediante la siguiente ecuación:

Ecuación 6

, es el centro de presiones

, es el centro de masa del ala

, se calcula con la siguiente ecuación

80

Ecuación 7

Ecuación 8

Donde

mw= Masa del ala.

m= Masa del avión.

Como se ve en la ecuación anterior, con la que se determina el centro de carga

, es necesario conocer el centro de presión del perfil aerodinámico.

Se procede entonces a calcular el centro de presión para el perfil EPPLER 399

que corresponde al perfil de raíz del ala.

Este cálculo se hace utilizando dos ángulos de ataque diferentes (2° y 12°).

Se tiene en cuenta que el Cmc/4 para el perfil de la raíz del ala es -0.14 y el perfil

de la punta del ala -0.08, esta información es tomada del proyecto de grado del

Navigator X2.

Para los dos casos, se utiliza la siguiente ecuación:

Ecuación 9

81

Se tiene en cuenta que la variante Cl cambia dependiendo del ángulo de ataque

que se utilice. Esto sucede de la siguiente forma.

Para 2° de ángulo de ataque:

- Para 12° de ángulo de ataque:

Ahora se va a calcular el centro de presión para el perfil ASW, que es el perfil de la

punta del ala.

Al igual que en el cálculo anterior, este se hace para los mismos ángulos de

ataque que el perfil EPPLER 399 (2° y 12°).



Teniendo el centro de presión para los dos perfiles (EPPLER 399 y ASW) y a los

dos ángulos de ataque (2° y 12°), se calcula ahora el centro de carga. Este centro

de carga se calcula para los diferentes valores obtenidos, dependiendo del perfil y

del ángulo de ataque.

82

Centro de carga para el perfil EPPLER a 2° de ángulo de ataque.

Se utiliza la ecuación 8.

Se utiliza el XCP calculado para cada perfil y para los dos ángulos que se usaron y

un XCM de 0,45 tomado de la tesis del Navigator X-02.

(

)

Centro de carga para el perfil EPPLER a 12° de ángulo de ataque.

(

)

Centro de carga para el perfil ASW a 2° de ángulo de ataque.

(

)

Centro de carga para el perfil ASW a 12° de ángulo de ataque.

83

(

)

4.1.4 POSICIÓN DEL CENTRO DE RIGIDEZ

Teniendo disponible el diseño del ala, en el cual se especifica la posición y

dimensiones de las vigas, se puede calcular la posición del centro de rigidez.

De acuerdo a lo anterior, el centro de rigidez se calcula de la siguiente forma:

∑

∑

Ecuación 10

Y se tiene en cuenta lo siguiente para la Raíz del ala de acuerdo a los planos del

Navigator X-0214:

= 114.48 mm

14

Trabajo de grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-

02”, de DOUSDEBES LLOREDA, Camilo, GALINDO MEDINA, Daniel Andrés, GIRALDO QUICENO, Andrés Felipe, PEDRO LUIS JIMÉNEZ SOLER, NEGRETE GUTIÉRREZ, Jabib Elías, RAMÍREZ SÁNCHEZ, Nicolás, RODRÍGUEZ ALVAREZCORREA, Wilson, ROJAS CARRILLO, Juan Javier, ZERRATO GAMBOA Cesar, de la UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA, año 2008.

84

Ahora se tiene lo siguiente para la punta del ala:

El centro de rigidez fue calculado en el trabajo de grado “DISEÑO Y


NAVIGATOR X-02” y es el mismo para este trabajo de grado, ya que

geométricamente el ala que se analizará en este trabajo de grado es igual al ala

diseñada para el UAV Navigator X2. El centro de rigidez no depende del material,

que es la principal diferencia entre el ala de esta investigación y el ala original que

fue diseñada y construida para el Navigator X2.

La siguiente es la distribución y ubicación de las vigas en el ala, el centro de carga

y el centro elástico para ángulos de ataque de 2° y 12° respectivamente15.

15

Trabajo de grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-

02”, de DOUSDEBES LLOREDA, Camilo, GALINDO MEDINA, Daniel Andrés, GIRALDO QUICENO, Andrés Felipe, PEDRO LUIS JIMÉNEZ SOLER, NEGRETE GUTIÉRREZ, Jabib Elías, RAMÍREZ SÁNCHEZ, Nicolás, RODRÍGUEZ ALVAREZCORREA, Wilson, ROJAS CARRILLO, Juan Javier, ZERRATO GAMBOA Cesar, de la UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA, año 2008.

85

FIGURA 4. DISTRIBUCIÓN Y UBICACIÓN DE LAS VIGAS EN EL ALA, EL CENTRO DE CARGA Y EL CENTRO ELÁSTICO 2°

86

FIGURA 5. DISTRIBUCIÓN Y UBICACIÓN DE LAS VIGAS EN EL ALA, EL CENTRO DE CARGA Y EL CENTRO ELÁSTICO 12°

87

4.1.5 FUERZA CORTANTE Y MOMENTOS SOBRE EL ALA

Para el cálculo de las cargas que actúan en el ala, se asume:

De la envergadura total, se analiza la mitad y esa mitad de divide en estaciones (7

estaciones).

Partiendo del diseño establecido en el trabajo de grado “DISEÑO Y


NAVIGATOR X-02”, se sabe que el ala parte de dos perfiles aerodinámicos

diferentes (uno en la raíz y otro en la punta del ala). Por lo anterior, el

comportamiento de los coeficientes de sustentación, arrastre y momento

aerodinámico es variable de acuerdo a la posición a lo largo del ala. Por lo anterior

se asume, para efectos de cálculo, que el coeficiente de sustentación a lo largo del

ala va ser igual en toda la envergadura al coeficiente de sustentación promedio

calculado para la totalidad del ala (1.5593). El comportamiento del cl vs angulo de

ataque de los dos perfiles (raíz y punta del ala) es muy similar, como se ve en el

análisis aerodinámico de la tesis del Navigator X-02 donde se tiene un coeficiente

de sustentación máximo de 1.6 para el perfil ASW 7.33 y 1.53 para el EPPLER

399, los cuales están muy cercanos. Además se ve que el promedio del

coeficiente de sustentación calculado, es muy cercano a cualquiera de los dos

valores anteriores.

Para facilitar los cálculos estructurales, se considerará un ángulo de ataque

constante, lo anterior partiendo de que el ángulo de ataque y actitud de la

aeronave afecta directamente la posición y dirección de las fuerzas de

sustentación y arrastre del ala.

Las anteriores afirmaciones permiten calcular la fuerza cortante y los momentos

flector y cortante en cada una de las estaciones a lo largo del ala.

La siguiente imagen, muestra la distribución de las estaciones del ala, asumidas

para efectos de cálculos.

88

FIGURA 6. DISTRIBUCIÓN DE LAS ESTACIONES DEL ALA

89

A continuación, se presenta una tabla con los cálculos respectivos de la fuerza

cortante (Vz) en la dirección Z, el momento flector (Mx) y el momento My en todas

las estaciones, estos cálculos fueron desarrollados en el trabajo de grado


(UAV) NAVIGATOR X-02” y son tenidos en cuenta en esta investigación para

futuros cálculos. Los resultados obtenidos en el diseño del Navigator X2 son

adecuados para tener en cuenta en este trabajo, ya que la geometría del ala es

igual y el peso que se tiene en cuenta es el mismo, porque se refiere al peso de la

aeronave despreciando el peso del ala, teniendo en cuenta que la principal

diferencia entre el ala de esta investigación y el ala original del Navigator X2 es el

peso por la diferencia de los materiales utilizados en la construcción.

El cálculo de la carga distribuida en cada estación, se hace con la siguiente

ecuación.

(

) (

)

Ecuación 11 w, es la carga distribuida en la estación del ala considerada.

W, es el peso de la aeronave sin el peso del ala.

Cr, es la cuerda del perfil aerodinámico de la raíz del ala.

Ct, es la cuerda del perfil aerodinámico en la punta del ala.

b, es la envergadura del ala

90

n límite, es el factor de carga por ráfaga, es dado por la normativa que rige este

tipo de aeronaves (5,28)16.

La tabla 3, es tomada del trabajo de grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN

VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02” y muestra los

resultados obtenidos del anterior calculo.

16

CIVIL AVIATION SAFETY AUTHORITY AUSTRALIA. Design Standards: Unmanned Aerial Vehicles- Aeroplanes Australia.

91

Tabla 3. RESULTADOS OBTENIDOS PARA ÁNGULO DE ATAQUE DE α=0° CÁLCULO DE LA FUERZA CORTANTE VZ Y DE LOS MOMENTOS MX Y MY DEBIDO A LA DISTRIBUCIÓN DE CARGA QUE ACTÚA EN LA DIRECCIÓN DE Z POSITIVA Y APLICADA EN EL CENTRO DE CARGA DE LAS DIFERENTES ESTACIONES DEL ALA. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y

CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”.

92

Tabla 4. RESULTADOS OBTENIDOS PARA ÁNGULO DE ATAQUE DE α=0° CÁLCULO DE LA FUERZA CORTANTE VZ Y DE LOS MOMENTOS MX Y MY DEBIDO A LA DISTRIBUCIÓN DE CARGA QUE ACTÚA EN LA DIRECCIÓN DE Z POSITIVA Y APLICADA EN EL CENTRO DE CARGA DE LAS DIFERENTES ESTACIONES DEL ALA. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”

93

Tabla 5. RESULTADOS OBTENIDOS PARA ÁNGULO DE ATAQUE DE α=12° CÁLCULO DE LA FUERZA CORTANTE VX Y DEL MZ DEBIDO A LA DISTRIBUCIÓN DE CARGA QUE ACTÚA EN LA DIRECCIÓN DE X POSITIVA (COMPONENTE ORIGINADA A ALTOS ÁNGULOS DE ATAQUE) Y APLICADA EN EL CENTRO DE CARGA DE LAS DIFERENTES ESTACIONES DEL ALA. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”

94

Tabla 6. RESULTADOS OBTENIDOS PARA ÁNGULO DE ATAQUE DE Α=12 CÁLCULO DE LA FUERZA CORTANTE VX Y DEL MZ DEBIDO A LA DISTRIBUCIÓN DE CARGA QUE ACTÚA EN LA DIRECCIÓN DE X POSITIVA (COMPONENTE ORIGINADA A ALTOS ÁNGULOS DE ATAQUE) Y APLICADA EN EL CENTRO DE CARGA DE LAS DIFERENTES ESTACIONES DEL ALA). TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”

95

En la columna 6 de la tabla 5 se muestra el valor de una carga promedio

distribuida en las estaciones, este valor es usado para hacer el cálculo de las

fuerzas cortantes y los momentos flectores en cada estación del ala. Se considera,

que la figura que se forma entre estaciones a lo largo del ala, corresponde a un

trapecio. A lo largo de una línea que pasa por el centroide de dichos trapecios, se

encuentra la línea de acción de la fuerza correspondiente a la carga distribuida

concentrada en cada estación (cuyas magnitudes se encuentran en la columna 8

de la tabla 6). El centroide donde actúa la carga concentrada de la columna 8 es

mostrado en la columna (9) de la tabla 6.

Como se ve en la tabla, la columna (10) contiene los valores de fuerza cortante, la

(13) momento flector en el eje X. Estos dos valores son expresados en términos

de la fuerza cortante y el momento en la estación anterior sumándole el efecto que

genere cualquier carga que se esté dentro de las estaciones que se están

analizando.

La siguiente figura e información referente, son tomados del trabajo de grado


(UAV) NAVIGATOR X-02” y es usada para mostrar el proceso que se hace para

obtener los valores de las columnas (10) y (13).

FIGURA 7. DISTRIBUCIÓN DE CARGAS EN UNA VIGA EN CANTILIEVER

96

FIGURA 8. DISTRIBUCIÓN DE CARGAS EN UNA VIGA EN CANTILIEVER

La figura mostrada, representa una viga en cantiléver, sobre la cual actúan fuerzas

transversales F de diferentes magnitudes pero en la misma dirección. En la figura,

se muestra también el diagrama de cuerpo libre para una porción de la viga,

tomando como referencias las estaciones 1 y 2. La fuerza cortante V1, es

resultado de la suma de las fuerzas que actual a la izquierda de la estación 1. Así

como el momento de flexión M1, es el resultado de la suma de los momentos que

actúan al lado izquierdo de la estación 1.

Para el caso de la estación 2, la fuerza cortante V2 es igual a la fuerza cortante V1

más la suma de las fuerzas que actúan entre la estación 1 y la estación 2. Por otra

parte, el momento de flexión M2 en la estación 2, es igual a M1 más la suma de la

fuerza cortante V en la estación 1, multiplicado por el brazo “d”, más la suma de

los momentos que actúan entre la estación 1 y 2.

Otra información relacionada con la tabla antes mostrada, tomada del trabajo de

grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO

TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”, es la siguiente:

La columna 8 de la tabla 6, contiene los valores de las cargas concentradas en

cada estación. Estas cargas actúan a través del centro de carga del perfil de cada

estación.

97

Las columnas 14 y 15 de la tabla 4, muestran información de distancias en el

sentido del eje X desde el centro de carga al eje de referencia (centro elástico).

La columna (17) muestra los valores del momento de torsión My en cada estación.

4.1.6 CÁLCULO DE LOS ESFUERZOS NORMALES.

Para el cálculo del esfuerzo de tensión (σt) o compresión (σc), es necesario saber

lo siguiente:

M, es el momento de flexión.

C, es la distancia desde el eje neutro de la sección transversal a las fibras más

externas.

I, es el momento de inercia de la sección.

F, es la resistencia del material.

y se toma como referencia un factor de seguridad de 1,8.

Para este cálculo se aplica la siguiente formula.

Ecuación 12

La siguiente imagen muestra la posición de las vigas para el ala del Navigator X2,

como fue diseñado en el trabajo de grado, “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN

VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”. Se parte de lo

estandarizado para estructuras alares de vehículos aéreos de este tipo (ubicación

de las vigas principal y secundaria, al 25% y 75% respectivamente).

98

FIGURA 9. POSICIÓN DE LAS VIGAS EN EL PERFIL AERODINÁMICO DEL ALA DEL NAVIGATOR X2. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO, “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”.

Para calcular el porcentaje de carga que soporta cada viga del ala (principal y

auxiliar), se debe tener en cuenta, la posición del centro de carga, que fue

calculado anteriormente.

Como se tiene un ala taperada y diferentes ángulos de ataque, el centro de carga

es variable a lo largo de la envergadura, factor que hace que el porcentaje de

carga que soporta cada viga, varié también a lo largo de la envergadura.

La siguiente imagen, es usada para establecer algunos parámetros con los que se

llevara a cabo el cálculo del porcentaje de carga que soporta cada viga.

99

FIGURA 10. CÁLCULO DE EL PORCENTAJE DE CARGA QUE ABSORVE CADA VIGA. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO, “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”.

Como se ve en la figura, z, es la distancia entre el centro de carga y la viga

auxiliar. XCL es la posición del centro de carga con respecto al borde de ataque del

perfil.

Los siguiente es la ecuación utilizada para calcular el porcentaje de carga que

soporta cada viga, este cálculo se hizo en el trabajo de grado “DISEÑO Y


NAVIGATOR X-02”, utilizando los parámetros de la imagen anterior, se tiene:

∑

Ecuación 13

Ecuación 14

Ecuación 15

100

(

)

Ecuación 16

(

)

Ecuación 17

Con los datos obtenidos y utilizando la formula mostrada anteriormente, con que

se calculan los esfuerzos de tensión (σt) y compresión (σc), se obtienen los

resultados que son mostrados en la tabla 7.

101

Tabla 7. ESFUERZO NORMAL EN LA VIGA PRINCIPAL. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”

102

Tabla 8. ESFUERZO NORMAL EN LA VIGA SECUNDARIA. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”

103

Otra carga adicional que se debe tener en cuenta, es el esfuerzo cortante debido a

la carga de sustentación del ala.

Se utilizarán los resultados obtenidos en el diseño del Navigator X2 para los

cálculos de dicho esfuerzo cortante.

En ese estudio, se utilizó en su momento la fórmula de esfuerzo cortante de

mecánica de materiales.

Ecuación 18

La tabla 9 muestra los datos obtenidos. Tabla 9. ESFUERZO CORTANTE EN LA VIGA PRINCIPAL. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”

104

Tabla 10. ESFUERZO CORTANTE EN LA VIGA AUXILIAR. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”

Con fines de mejorar el rendimiento de la aeronave, bajando el peso, y basándose

en los resultados anteriores. Los diseñadores del Navigator x2, decidieron hacer

orificios de aligeramiento. Estos orificios de aligeramiento cambian el

comportamiento estructural, ya que se tendrán esfuerzos localizados.

El cálculo de estos esfuerzos localizados, fue hecho en el trabajo de grado,


(UAV) NAVIGATOR X-02”. A continuación se muestra una imagen, del

comportamiento de dichos orificios según su tamaño.

105

FIGURA 11. DISTRIBUCIÓN DE LOS ESFUERZOS EN UNA VIGA CON ORIFICIOS DE ALIGERAMIENTO

17.

Para estos cálculos, se tomó como referencia la siguiente información de

relacionada con la imagen.

“Extensas investigaciones han mostrado que el esfuerzo en el borde del orificio

(punto B) es alrededor del doble del esfuerzo nominal en dicho punto. El esfuerzo

nominal se calcula con la fórmula de la flexión (σ=My/I), en donde Y es la

distancia d/2 desde el eje neutro al punto B que es el momento de inercia de la

17

GERE, James M. Mecánica de Materiales. México: Quinta Edición. International Thompson Editores, 2002. p. 376.

106

sección transversal neta en el orificio. Entonces se tiene la siguiente formula

aproximada para el esfuerzo en el punto B.:”

Ecuación 19

En el borde exterior de la viga (en el punto C), el esfuerzo es aproximadamente igual al esfuerzo nominal (no al esfuerzo real) en el punto A (donde y=h/2)18 :

Ecuación 20

La tabla 11 muestra los resultados obtenidos de los cálculos hechos por los

diseñadores del navigator x2.

Tabla 11. CALCULO DE ESFUERZOS NORMALES EN LA SECCION EXTERNA DE LA VIGA PRINCIPAL CON AGUJEROS DE ALIGERAMIENTO. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO“DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”.

18

GERE, James M. Mecánica de Materiales. México: Quinta Edición. International Thompson Editores, 2002. p. 376.

107

4.1.7 ANÁLISIS ESTRUCTURAL TENIENDO EN CUENTA EL DISEÑO DEL

ALA.

El grupo estructural del diseño del Navigator X2, por facilidad de construcción y

por buenas características estructurales, en cuanto a resistencia y rigidez, decidió

dividir el ala en dos secciones. La primera se llamó sección central del ala y la

segunda sección externa del ala.

4.1.7.1 ANÁLISIS DE ESFUERZOS NORMALES EN LA SECCIÓN CENTRAL

DEL ALA.

Según el diseño de la aeronave, esta sección va desde la estación 0 hasta la

estación 250 y se analiza el núcleo estructural del ala (Wing Box).

4.1.7.1.1 ESFUERZOS NORMALES EN LA SECCIÓN CENTRAL DEL ALA

La siguientes tablas, muestran los resultados de los cálculos realizados por el

grupo estructural del trabajo de grado, “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN

VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”. Para el análisis

de cargas normales en esta sección del ala, estos datos se presentan por

estaciones establecidas por ellos mismos.

Tabla 12. MOMENTOS DE INERCIA RESPECTO AL CENTROIDE DEL WINGBOX EN LA ESTACIÓN 0.TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”.

La siguiente imagen es presentada en el trabajo de grado que es referencia de

esta investigación y muestra la configuración del wingbox para saber cuál es la

sección transversal que se está analizando.

108

FIGURA 12. SECCIÓN TRANSVERSAL DEL WING BOX. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”.

Las tablas que aparecen a continuación, son los resultados obtenidos del análisis

para la estación 0, estos datos provienen del trabajo de grado “DISEÑO Y


NAVIGATOR X-02”. Se presentan porque son base del análisis de esta

investigación.

109

Tabla 13. PROPIEDADES DE SECCIÓN ALREDEDOR DEL EJE CENTROIDAL X & Z Y CALCULO DE ESFUERZOS NORMALES EN LA SECCIÓN TRANSVERSAL. SECCIÓN DE ALA EN LA ESTACION 0 (COMPRESION EN LA SUPERFICIE SUPERIOR). TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”

110

Como se observa en la tabla 13, la sección superior de la estación 0 está sometida a esfuerzos de compresión, mientras que la sección inferior está sometida a esfuerzos de tensión. Como la sección debe estar en equilibrio la sumatoria de fuerzas debe ser igual a cero “total columna 24 de la tabla 13”19. Tabla 14. MOMENTOS DE INERCIA RESPECTO AL CENTROIDE DEL WINGBOX EN LA ESTACIÓN 1.TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”.

19

Trabajo de grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”, de DOUSDEBES LLOREDA, Camilo, GALINDO MEDINA, Daniel Andrés, GIRALDO QUICENO, Andrés Felipe, PEDRO LUIS JIMÉNEZ SOLER, NEGRETE GUTIÉRREZ, Jabib Elías, RAMÍREZ SÁNCHEZ, Nicolás, RODRÍGUEZ ALVAREZCORREA, Wilson, ROJAS CARRILLO, Juan Javier, ZERRATO GAMBOA Cesar, de la UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA, año 2008.

111

Tabla 15. PROPIEDADES DE SECCIÓN ALREDEDOR DEL EJE CENTROIDAL X & Z Y CALCULO DE ESFUERZOS NORMALES EN LA SECCIÓN TRANSVERSAL. SECCIÓN DE ALA EN LA ESTACIÓN 1 (COMPRESIÓN EN LA SUPERFICIE SUPERIOR). TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”.

112

4.1.7.2 ANÁLISIS DE ESFUERZOS DE LA PIEL

Para este análisis, el grupo de estructuras de la investigación “DISEÑO Y


NAVIGATOR X-02”. Utilizó la siguiente formula.

∑

Ecuación 21 q0 , es el flujo cortante

El segundo término de la ecuación, es el cambio de flujo cortante entre 0 y n.

ΔP es el cambio de carga axial en una distancia d en dirección de Y.

d=0,25, que es la distancia entre la estación 0 y la estación 25020

De lo anterior la ecuación queda:

∑

Ecuación 22

En la FIGURA 13, muestra gráficamente los resultados de los cálculos de flujo

cortante en la estación 0 del ala, es importante aclarar que la estación 0 del ala

corresponde a la unión de las dos alas. En el punto donde se unen las dos alas no

20

Trabajo de grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”, de DOUSDEBES LLOREDA, Camilo, GALINDO MEDINA, Daniel Andrés, GIRALDO QUICENO, Andrés Felipe, PEDRO LUIS JIMÉNEZ SOLER, NEGRETE GUTIÉRREZ, Jabib Elías, RAMÍREZ SÁNCHEZ, Nicolás, RODRÍGUEZ ALVAREZCORREA, Wilson, ROJAS CARRILLO, Juan Javier, ZERRATO GAMBOA Cesar, de la UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA, año 2008

113

hay una costilla como tal ya que esta unión queda dentro del fuselaje y el diseño

no contempla una costilla en ese punto. Los resultados muestran el cálculo de flujo

cortante en este punto y más adelante se verán los resultados de los flujos

cortantes en cada una de las bahías que forman las costillas dentro del wingbox

excluyendo los resultados de la FIGURA 13.

FIGURA 13. REPRESENTACIÓN DE LOS VALORES DE FLUJO CORTANTE. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO. “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”

114

Tabla 16. CALCULO DEL FLUJO CORTANTE. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”

115

En la columna (5) de la tabla 16, se ve el resultado de los flujos cortantes que se

ven en la figura (stringers 1, 3, 4,6). Las otras columnas son el cálculo, hecho con

la ecuación mostrada anteriormente.

Para el equilibrio de todas las fuerzas en el plano de la sección transversal, la ΣMy

debe ser igual a cero. Por conveniencia se selecciona el eje Y que pasa a través

del centro de gravedad de esta sección. En donde el momento debido al flujo

cortante q en cualquier elemento de la sección es igual a: ”q” multiplicado por el

doble del área formada por el centro gravedad tal como se muestra en la tabla

16.Este valor se encuentra registrado en la columna seis (6) de la tabla 16. La

columna siete (7) muestra el valor del momento alrededor del centro de gravedad

producido por cada flujo cortante y el total de esta columna muestra el momento

alrededor del centro de gravedad debido al sistema completo de flujo cortante de

figura 14 21.

La siguiente imagen, muestra otras fuerzas adicionales que generan momentos

alrededor del centro de gravedad de la estación 0. Estos valores fueron calculados

en el diseño del UAV Navigator X2, se presentan los resultados en este trabajo de

grado, porque son de gran importancia para nuestro análisis.

FTB, es la fuerza producida por el Tail Boom

FTH, es la fuerza producida por el estabilizador horizontal.

FF, es la fuerza producida por el peso del fuselaje.

21

Trabajo de grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”, de DOUSDEBES LLOREDA, Camilo, GALINDO MEDINA, Daniel Andrés, GIRALDO QUICENO, Andrés Felipe, PEDRO LUIS JIMÉNEZ SOLER, NEGRETE GUTIÉRREZ, Jabib Elías, RAMÍREZ SÁNCHEZ, Nicolás, RODRÍGUEZ ALVAREZCORREA, Wilson, ROJAS CARRILLO, Juan Javier, ZERRATO GAMBOA Cesar, de la UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA, año 2008

116

FIGURA 14.CARGAS EXTERNAS QUE ACTÚAN SOBRE LA SECCIÓN TRANSVERSAL DE LA ESTACIÓN 0. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”

La tabla 17 es el resumen de las fuerzas externas calculadas.

Tabla 17. MOMENTO PRODUCIDO POR LAS CARGAS EXTERNAS ALREDEDOR DEL CENTRO DE GRAVEDAD. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”

El valor de momento total mostrado en la tabla anterior, es el que debe ser

balanceado. Para mantener el equilibrio, ese momento total debe ser balanceado

por un flujo cortante constante.

117

Se hace el siguiente procedimiento

Ecuación 23

Donde se reemplaza lo siguiente.

M, que es el momento que va a ser balanceado.

A, que es el área de la sección transversal.

El resultado de este valor, está en la columna (8) de la tabla 16.

Ahora, se sabe que el flujo cortante resultante qr en cualquier punto es:

qr = q + q+1

Ecuación 24 Lo que supone una suma de los valores anteriores, una suma de la columna (5)

con la columna (8), cuyo resultado está en la columna (9) en la tabla 16.

Estos valores se muestran gráficamente en la FIGURA 15.

118

FIGURA 15. FLUJO CORTANTE RESULTANTE EN LA ESTACIÓN 0. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”

Este procedimiento se repitió para cada una de las estaciones del ala, los

resultados son presentados en el anexo k del trabajo de grado, “DISEÑO Y


NAVIGATOR X-02”.

Las FIGURAS 16 y 17, es la representación gráfica de dichos esfuerzos cortantes

en todas las estaciones de las secciones central y exterior del ala -con excepción

de la estación 0 que fue calculada anteriormente- sobre la viga principal y la piel

de la parte superior.

119

FIGURA 16. ESTADO DE ESFUERZOS CORTANTES VIGA PRINCIPAL Y PIEL SUPERIOR ALA CENTRAL. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”

120

FIGURA 17.ESTADO DE ESFUERZOS CORTANTES VIGA PRINCIPAL Y PIEL INFERIOR ALA EXTERNA (SECCIÓN IZQUIERDA). TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCION DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”

121

4.1.8 UNIÓN ALA FUSELAJE

El grupo de diseño de la estructura del Navigator X-2, uso dos pernos de acero

inoxidable de 8 mm de diámetro para la unión de la estructura alar con el fuselaje

de la aeronave. Los cálculos del esfuerzo cortante que soporta esta unión, se

muestran a continuación, estos cálculos fueron hechos en el trabajo de grado


(UAV) NAVIGATOR X-02” y se muestran en este trabajo de grado de forma

informativa, ya que se tendrán en cuenta para las pruebas en el banco, y para la

sujeción del ala al mismo.

La carga cortante que se soportara, es de 1164 KN, la cual es distribuida en el

numero de tornillos que se use.

Se tiene en cuenta, que el esfuerzo admisible para un tornillo de acero inoxidable es de 72.40 Mpa, de lo anterior:

122

4.1.9 UNIÓN DEL ALA CENTRAL CON EL ALA EXTERIOR

Para la unión de las dos partes del ala, con el fin de hacer un solo conjunto, el

grupo estructural del diseño del Navigator X2 hizo una extensión de la viga

principal del ala exterior, que se une a la viga principal del ala central. Como se

muestra a continuación.

FIGURA 18. VIGA PRINCIPAL (ALA CENTRAL) CON SU EXTENCION PARA LA UNIÓN. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”

La unión debe estar en la capacidad de soportar un esfuerzo de tensión del ala

externa. Este cálculo fue hecho en el diseño del Navigator X2, se muestra en este

trabajo de grado ya que se tendrá en cuenta para el análisis.

M = 352.18 N – m (Momento máximo de flexión del ala externa)

h = 0.09 m (Altura de las vigas en el punto de unión).

b= 0.003 m (Ancho de las vigas)

I = 182.25 – 9 m4 (Momento de inercia)

123

-

-

El esfuerzo admisible del material es:

σtu (158.6 e 6 Pa) es tomado de la caracterización que se hizo en el trabajo de

grado del Navigator X-02.

4.1.10 ANALISIS DE PANDEO PARA LA PIEL DEL ALA.

El análisis de pandeo se toma del trabajo de grado del Navigator22 y es mostrado

en esta investigación porque es tenido en cuenta para el análisis del

comportamiento del ala cuando es sometida a las cargas reales de la aeronave.

Los esfuerzos que soporta la piel del wing box que es el elemento estructural

principal del ala, es debido a la presencia de esfuerzos cortantes por el momento

de torsión y la carga cortante.

22

Trabajo de grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”, de DOUSDEBES

LLOREDA, Camilo, GALINDO MEDINA, Daniel Andrés, GIRALDO QUICENO, Andrés Felipe, PEDRO LUIS JIMÉNEZ SOLER, NEGRETE GUTIÉRREZ, Jabib Elías, RAMÍREZ SÁNCHEZ, Nicolás, RODRÍGUEZ ALVAREZCORREA, Wilson, ROJAS CARRILLO, Juan Javier, ZERRATO GAMBOA Cesar, de la UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA, año 2008

124

En la tesis del Navigator, se tomaron las bahías de la FIGURA 16 y FIGURA 17

para hacer el análisis de pandeo de su piel, y se asumió la piel como una placa

plana para simplificar los cálculos.

Dicho análisis de pandeo se hace con la siguiente ecuación

Ecuación 25

b= lado más corto de la placa. kg=Coeficiente de pandeo por cargas cortantes. Depende de las condiciones de frontera de la placa y de la relación a/b. E=Modulo de elasticidad del material. v=Relación de Poisson. t=Espesor de la placa Las dimensiones de a y b, son tomadas de los planos del Navigator X2, los cuales estuvieron disponibles en esta investigación. Siendo como sigue: Bahía 1. a/b=500 mm/390,5mm=1,28mm. Bahía 2. a/b=347 mm/325mm=1,06mm. Bahía 3. a/b=325 mm/323 mm=1 mm. Bahía 4. a/b=425 mm/312 mm=1,36mm. Bahía 5. a/b=425 mm/301 mm=1,4mm. Con esas relaciones, se mira la siguiente imagen y se sabe el coeficiente de pandeo de cada placa.

125

FIGURA 19. COEFICIENTES DE PANDEO PARA PLACAS PLANAS EN FUNCION DE a/b.

Fuente: Analysis and design of flight vehicle structures. Se toma un factor de pandeo kg=11.5 para la bahía 1. Se toma un factor de pandeo kg=15 para la bahía 2. Se toma un factor de pandeo kg=15 para la bahía 3. Se toma un factor de pandeo kg=12.5 para la bahía 4. Se toma un factor de pandeo kg=11.6 para la bahía 5. Se resuelve la ecuación 25, de la siguiente forma:

Y se hace con ese resultado, también se hace el cálculo del margen de seguridad M.S, para ver qué tan confiable es la piel y como se va a comportar en el ala.

126

Se hacen los mismos cálculos para las 5 bahias que se asumen.

Y se tienen los siguientes resultados

Bahía 2.

Bahía 3.

Bahía 4.

127

Bahía 5.

4.1.11 FACTORES DE SEGURIDAD

Este factor de seguridad se va derivar mediante el margen de seguridad que fue

hallado para piezas relevantes del ala del Navigator x2, para esto tenemos que el

factor de seguridad va a ser igual al margen de seguridad mas 1. En la tabla 18

se muestra el valor del factor de seguridad y el margen de seguridad de las partes

relevantes del ala, además podemos ver que en esta tabal se tiene en cuenta la

costilla #3, esta tiene una gran importancia ya que esta es la encargada de

soportar los esfuerzos generados por el tubo de aluminio que une las dos

secciones del ala, y transmite esfuerzos de torsión.

Tabla 18. FACTORES DE SEGURIDAD

Pieza Margen de Seguridad Factor de Seguridad

Viga Principal OW 0,17 1,17

Piel Wingbox 0,3 1,3

Viga Principal Wingbox 0,021 1,021

Costilla #3 0,28 1,28

128

En la tabla 18 podemos ver que los factores de seguridad son bajos, pero esto es

debido a que solo se están teniendo en cuenta la acción de la pieza analizada y no

la interacción que están van a tener con las piezas a su alrededor las cuales

ayudaran a aumentar el factor de seguridad, ya que ayudaran a transmitir las

cargas.

4.2 CARACTERIZACIÓN DE MATERIALES.

Para una investigación con las características del Navigator X-02, donde debe

hacerse una inversión en materiales y donde se va a construir un ala que debe

tener la mejor resistencia e integridad estructural, no existe la posibilidad de

improvisar en la elección de materiales. Por esta razón se debe hacer una

caracterización de materiales, donde se encuentren las mejores resistencias, bajo

peso y además se tenga en cuenta el factor económico.

La caracterización de materiales que se presenta a continuación, se hace teniendo

en cuenta que el comportamiento de los materiales compuestos es diferente al

comportamiento de otros materiales. Para la construcción del ala del Navigator X-

02, se utilizan principalmente tres tipos de materiales compuestos, fibra de

carbono y resina, fibra de vidrio y resina y la combinación de las dos fibras con

resina.

Las pruebas que se hacen en este trabajo de caracterización de materiales,

comprenden la realización de probetas de cada uno de los tipos de materiales,

variando la relación fibra-resina con cada una de las dos fibras (carbono y vidrio),

utilizando los dos tipos de fibra en un solo material compuesto en miras a bajar

costos (teniendo en cuenta que si se logra reemplazar en algunas ocasiones fibra

de carbono por fibra de vidrio se bajaran costos ya que la fibra de vidrio es mas

económica que la fibra de carbono) y la utilización de dos tipos de resina (epóxica

y poliéster) para ver cual se comporta mejor, cual da más ventajas en cuanto a

facilidades de manufactura, costos, tiempo de curado, etc. De acuerdo a lo

anterior, se construyeron varias probetas con cada una de las variaciones antes

129

descritas, estas probetas fueron construidas teniendo en cuenta una normatividad

para este tipo de pruebas (Norma ASTM D 3039)23, la cual dice la forma como se

deben hacer las probetas en cuanto a dimensiones y calidad de la probeta, estas

condiciones van a ser tenidas en cuenta y mencionadas más adelante cuando el

experimento lo requiera. Teniendo las probetas, fueron evaluadas en la maquina

universal de ensayos, con la cual se puede ver el comportamiento de cada

material en cuanto a sus propiedades físicas.

A continuación se describe el proceso para la construcción de cada una de las

probetas con las que se hizo esta caracterización, las propiedades de los

materiales usados para esta caracterización se encuentran en el archivo de Excel

del Anexo E.

4.2.1 FIBRA DE CARBONO-RESINA EPÓXICA

La construcción del laminado se hizo el día 12 de octubre de 2011 a las 12 m, con

una temperatura ambiente de 18°C y una humedad relativa del 64%24.

Antes que nada, la normativa dice que durante el proceso de construcción del

laminado para las probetas, se debe tener mucho cuidado de no lastimar y causar

daños a la fibra, ya que esto afectará los resultados.

Para la fabricación de esta probeta, se utilizaron 8 capas de fibra de carbono Plain

Weave T300 con las dimisiones establecidas por la normativa (25 cm * 1.5 cm),

cada una de las 8 capas de fibra tiene su respectiva capa de resina, para esta

prueba resina epóxica. El número de capas utilizado, no es un valor sin

fundamento, 8 capas es el número que se usa en muchos de los laminados con

que se construye el ala del Navigator X-02, las cuales en condiciones normales de

aplicación en el laminado, con la capa de resina de cada capa de fibra, dan un

espesor 3 mm, que es lo requerido en varias piezas del ala del Navigator X-02.

23

ASTM Destination: D 3039/D 3039M – 95a Standard test methods for tensile properties of polymer matrix composite materials 24

www.freemeteo.com

http://www.freemeteo.com/

130

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,

131

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

132

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.

133

Tabla 19. DIMENCIONES DE LAS PROBETAS. TOMADA DE LA NORMATIVA25

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.

134

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.

135

FIGURA 23. ESFUERZO VS DEFORMACIÓN FIBRA DE CARBONO-RESINA EPÓXICA

136

En la gráfica se aprecia como la línea de tendencia de relación esfuerzo-

deformación 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

137

4.2.2 FIBRA DE CARBONO-RESINA POLIESTER


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

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138

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.

139

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.

140

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.

141

FIGURA 27. ESFUERZO VS DEFORMACIÓN FIBRA DE CARBONO-RESINA POLIESTER

142

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

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143

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 resina-

catalizador, para garantizar un tiempo de curado más prolongado, para tener el

tiempo suficiente de trabajo, por lo anterior:


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.


Aplicar las capas de resina y fibra como se muestra en la FIGURA 27.

144

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


FIGURA 29. PROBETAS DE FIBRA DE VIDRIO (TIPO VOLAN) CON RESINA POLIESTER

145

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.

146

FIGURA 31. ESFUERZO VS DEFORMACIÓN FIBRA DE VIDRIO-RESINA POLIESTER

147

En la gráfica se puede observar como la línea de tendencia de relación esfuerzo-

deformación 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.


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.

148

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:


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.


Aplicar las capas de resina y fibra, FIGURA 32.

149

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

150

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

151

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.

152

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.

153

FIGURA 37. ESFUERZO VS DEFORMACIÓN FIBRA DE VIDRIO-RESINA POLIESTER. UTILIZANDO VACIO

154

En la gráfica se puede apreciar que la línea de tendencia de esfuerzo-

deformación 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

155

4.2.5 FIBRA DE CARBONO Y FIBRA DE VIDRIO-RESINA POLIESTER.


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


28

www.freemeteo.com


156

FIGURA 38. EVALUACIÓN PROBETAS FIBRA CARBONO Y VIDRIO-RESINA POLIESTER

Y se obtienen los siguientes resultados:

157

FIGURA 39. ESFUERZO VS DEFORMACIÓN FIBRA DE CARBONO Y VIDRIO-RESINA POLIESTER.

158

En la gráfica anterior se muestra como la línea de tendencia de relación esfuerzo-

deformación 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

159

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.

160

Tabla 25. RESUMEN CARACTERIZACIÓN DE MATERIALES.

CARACTERIZACIÓN DE MATERIALES

ITEM MATERIAL RESINA

ESFUERZO DE

TENSIÓN ULTIMO

[Kpa]

MODULO DE ELASTICIDAD

[Mpa]

DEFORMACIÓN UNITARIA (%)

1 F. CARBONO EPOXICA 297333 4187 4,47

2 F. CARBONO POLIESTER 422667 3313 4,74

3 F.VIDRIO (VOLAN)

POLIESTER 160133 2453 4,59

4 F.VIDRIO

(VOLAN) CON VACIO

POLIESTER 160133 2453 4,59

5 F.CARBONO-

F.VIDRIO POLIESTER 129000 1590 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

161

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


materials, pag 4.

162

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.

163

Tabla 26. FACTORES CLIMATICOS (LAMINADOS PARA PROBETAS M.U.E)

FACTORES CLIMATICOS (LAMINADOS PARA PROBETAS M.U.E)

COLUMNA 1 COLUMNA 2 COLUMNA

3 COLUMNA

4 COLUMNA

5 COLUMNA 6 COLUMNA 7 COLUMNA 8

PRUEBA ORIENTACION DE LAS CAPAS

DE FIBRA FECHA HORA

HUMEDAD RELATIVA

[%]

TEMPERATURA [°C]

% ERROR (HUMEDAD

REL.) RESPECTO

AL PROMEDIO

% ERROR (TEMP.)

RESPECTO AL PROMEDIO

F.CARBONO-R.EPOXICA. 0° 12/10/2011 12:00

64 18 -

2.564102564 -4.651162791

F.CARBONO-R.POLIESTER. 0° 12/10/2011 12:00

64 18 -

2.564102564 -4.651162791

F.VIDRIO(VOLAN)-RESINA POLIESTER 0° 12/10/2011 12:00

64 17 -

2.564102564 1.162790698

F.VIDRIO(VOLAN)-RESINA POLIESTER (VACIO)

0° 13/10/2011 12:00

60 17 3.846153846 1.162790698

F.VIDRIO/F.CARBONO-RESINA POLIESTER 0° 13/10/2011 12:00

60 16 3.846153846 6.976744186

PROMEDIOS 62.4 17.2

164

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).

165

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.

166

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.

167

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.

168

FIGURA 41. DIAGRAMA DEL SISTEMA NEUMÁTICO

169

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

170

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.

171

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.

172

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.

173

(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.

174

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

175

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:

176

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


177

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

178

Nu,R=0,72*410*22,2897=6579,92 N

4.4.2 MÉTODO DE DISTRIBUCIÓN DE CARGAS A LA ESTRUCTURA ALAR

La cargas que soporta el ala son principalmente por la sustentación y por el drag,

para los dos casos, como se mencionó antes se tiene una distribución a lo largo

del ala, esta distribución podría hacerse con cualquier cantidad de actuadores

dependiendo el número de veces que se divida el ala para hacer dicha

distribución. Por practicidad, por gastos y por simplicidad de la prueba, se hizo la

simulación utilizando 3 actuadores que estaban disponibles ya en el banco. Para

hacer la simulación con 3 actuadores, se deben puntualizar 3 cargas con las que

se simulara toda la distribución de sustentación y drag, para ello, a cada uno de

los actuadores que simulan las 3 cargas puntualizadas, debe instalársele en la

punta del vástago, una platina con las dimensiones de la porción de ala a la

aplicara la fuerza. Esta platina es hecha MDF de 10 mm de espesor, el cual tiene

la rigidez necesaria para distribuir la carga, pero al mismo tiempo tiene la

flexibilidad para dar libertad de movimiento a los actuadores, ya que de no ser así,

se corre el riesgo de que se impida la salida de alguno de los vástagos, dañando

la simulación. La longitud de las tres platinas sumadas debe ser igual a la

envergadura del ala, para que en la prueba la distribución de sustentación sea lo

más cercana posible a la realidad.

Estas platinas van instaladas en el vástago de cada actuador, con la ayuda de

pernos, con sus respectivas arandelas y roscas, que también van recubiertas con

un material elástico (silicona) que evite que maltrate el ala.

Las características de los actuadores se darán en el siguiente numeral para

comprender de mejor forma como irán instalados en el banco y la formo como

transmitirán y distribuirán las cargas.

179

4.4.2.1 DISEÑO DE LA UBICACIÓN Y LA MAGNITUD DE LOS DISPOSITIVOS

DE CARGA

En el proceso de simulación de cargas aerodinámicas sobre una estructura alar se

deben analizar los dispositivos de carga que se van a utilizar y la manera de cómo

estos van a transmitir la carga, de modo que cuando se realicen las pruebas la

transmisión de cargas sea lo más cercano posible a lo que sucede cuando la

aeronave esta en vuelo.

En el banco de pruebas se tienen actuadores neumáticos lineales de doble efecto

con guía anti giro de la marca MICRO los cuales nos generan una fuerza máxima

de 4000 N para los actuadores que nos van a simular la carga de lift, y de 400 N

para los actuadores que van a simular la carga de drag.

Para la estructura alar de esta investigación se calculó una carga máxima de lift de

67,22 N y de drag de 5,7 N, entonces los actuadores neumáticos que se tienen

proporcionarán eficazmente la fuerza necesaria para generar las cargas máximas

en el ala.

La magnitud de la fuerza de cada actuador es cambiada debido a que, la

estructura alar que se había probado era de aluminio y tuvo pruebas de

aeroelasticidad en su fase de vuelo de crucero; la estructura alar de este proyecto

está hecha en materiales compuestos y se va a probar cuando tiene las cargas

máximas que es en la fase de despegue.

4.4.2.2 VALIDACIÓN DE ANSYS

Para asegurar que los resultados de Ansys sean confiables es necesario,

comprobar por algún otro método los valores obtenidos por el programa, es por

eso que para este proceso se realizo la simulación y el posterior calculo manual de

un tubo en cantiléver, el cual tiene una carga aplicada en su extremo libre como se

muestra en la figura 45.

180

FIGURA 46. PLANTEAMIENTO DE LA SIMULACIÓN.

El tubo empotrado tiene un diámetro de 25mm y una pared con un espesor de

2mm, la longitud de este es de 50 cm.

Los datos que se desean obtener son la deflexión máxima, el esfuerzo máximo y

sus respectivas ubicaciones. Para este proceso se utilizaron las formulas que se

muestran debajo.

Ecuación 28

Ecuación 29

181

Ecuación 29 Esfuerzo Máximo de Pandeo

Dónde:

P=Carga Aplicada

L=Longitud del Tubo

E=Modulo de Young

I=Momento de Inercia

My=Momento con respecto a Y

Y= Deflexión de la viga

= Esfuerzo debido a la Deflexión

Al desarrollar las ecuaciones se encontró que el valor máximo del esfuerzo se

encuentra en la raíz del perfil con un valor de 64,9Mpa, y una deflexión de 6,18

mm la cual se ubica en la punta del tubo.

Luego de tener los resultados a mano se procede a plantear la simulación en

Ansys como se muestra en la FIGURA 46.

182

FIGURA 47. MODELO DE LA SIMULACIÓN.

Luego se realiza la simulación habiendo establecido los puntos fijos, los grados de

libertad, las secciones transversales, y las cargas a analizar, obteniendo los

siguientes resultados:

FIGURA 48. DEFORMACIÓN DEL TUBO

183

La deformación del tubo dio como resultado 6,209mm como se muestra en la

FIGURA 48, y el esfuerzo debido a la deflexión que se muestra en la FIGURA 49

dio como resultado 64 914 KPa.

FIGURA 49. ESFUERZO DE DEFLEXIÓN MÁXIMO

Mediante la comparación de estos datos se concluye que las simulaciones

realizadas por Ansys son confiables ya que los dos resultados son iguales, tanto

para el caso de los cálculos manuales como para el análisis computacional.

184

5 CONSTRUCCIÓN

5.1 CALCULO MATERIALES COMPUESTOS

Para poder calcular la cantidad aproximada de los materiales a usar se realizaron

dos procesos similares, el primero se realizó para las piezas que se realizan por

medio de un molde y que van completamente macizas y uniformes, para estas se

tomaron cotas de las secciones de las piezas y se calculó el área independiente

de cada sección y luego se realizó la suma de estas áreas dando un estimado del

material a usar luego de esto se multiplicaba este resultado por el número de

capas en fibra de vidrio o carbono según correspondiera la configuración de la

pieza; la segunda forma de cálculo se usó para piezas planas que tenían

características similares en su configuración de capas y que podrían ser

realizadas en laminados de material, así que se analizaron las piezas que podían

compartir el mismo laminado y se realizó un acomodamiento de las piezas

optimizando el uso del material para evitar el desperdicio al máximo.

185

FIGURA 50. LAMINADO PIELES WING BOX. TOMADODE ARCHIVOS DE CAD DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y

CONSTRUCCION DE UN VEHICULO AEREO NO TRIPULAFO (UAV) NAVIGATOR X-02” Y MODIFICADO POR LOS AUTORES.

186

FIGURA 51. CALCULO MATERIAL CUADERNA 5 Y REFUERZO ALA FUSELAJE. TOMADODE ARCHIVOS DE CAD DEL TRABAJO DE

GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCION DE UN VEHICULO AEREO NO TRIPULAFO (UAV) NAVIGATOR X-02” Y MODIFICADO POR LOS

AUTORES.

187

FIGURA 52. CALCULO MATERIAL VIGA PRINCIPAL WING BOX. TOMADODE ARCHIVOS DE CAD DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCION DE UN VEHICULO AEREO NO TRIPULAFO (UAV) NAVIGATOR X-02” Y MODIFICADO POR LOS AUTORES.

188

FIGURA 53. LAMINADO CUADERNA 4 Y COSTILLAS WING BOX Y ALA EXTERIOR. TOMADODE ARCHIVOS DE CAD DEL TRABAJO

DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCION DE UN VEHICULO AEREO NO TRIPULAFO (UAV) NAVIGATOR X-02” Y MODIFICADO POR

LOS AUTORES.

189

Tabla 27. TABLA CÁLCULO MATERIALES COMPUESTOS

Las FIGURAS 50, 51, 52 y 53 y la tabla 27, muestran las dimensiones de los

laminados con los que se van a construir las partes del ala y el cálculo del material

que se utiliza para cada laminado

5.2 FACTORES CLIMÁTICOS QUE AFECTAN LAS PROPIEDADES DE LOS

ELEMENTOS DEL ALA CONSTRUIDOS EN MATERIAL COMPUESTO

La tabla 28 tiene la información del análisis de error que induce la variación de

temperatura y humedad relativa, debido a que el lugar de trabajo que ofreció la

universidad de San Buenaventura para el desarrollo de esta investigación, no tiene

las características requeridas para mantener las condiciones atmosféricas

constantes, por lo cual la temperatura y porcentaje de humedad relativa que

estaba presente en los procesos de construcción de los elementos del ala variaba

con respecto a otros procesos de construcción y con respecto a la construcción de

los laminados con que se hicieron las probetas de la caracterización de materiales.

Es importante remitirse también a la tabla 25 para hacer una comparación más

detallada. Más adelante, en la construcción de cada elemento, se referirá con que

ITEM de la tabla 25 se hace la comparación.

190

Tabla 28. FACTORES CLIMÁTICOS QUE AFECTAN LAS PROPIEDADES DE LOS LAMINADOS PARA LA CONSTRUCCION DEL ALA

191

5.3 PROCESO DE CONSTRUCCIÓN DEL ALA CENTRAL.

5.3.1 BORDE DE ATAQUE ALA CENTRAL

Debido a que el proyecto de grado del Navigator X2 es una investigación que

constantemente se está optimizando para lograr el mejor rendimiento posible, se

optó por tomar como base los archivos originales, los cuales no contienen las

modificaciones posteriores que se han realizado en los agujeros de aligeramiento.

Por eso para la construcción se usaron planos tomados de los archivos originales

de Solid Edge de esta investigación.

Para el proceso de fabricación del borde de ataque del ala central se imprimieron

los perfiles respectivos y se pegaron sobre láminas de balso de 2 mm de espesor,

este material fue propuesto por los diseñadores del Navigator X-02, teniendo en

cuenta que es un material liviano y que no debe soportar mayores cargas; la

orientación del eje longitudinal de la lámina de balso se hizo coincidir con el eje

longitudinal de los perfiles del borde de ataque a cortar, ya que de esta manera las

propiedades estructurales del balso van a ser adecuadas para las cargas

soportadas por el borde de ataque; luego de haber cortado una silueta con una

tolerancia considerable se procedió a lijar los bordes de los perfiles hasta llegar a

la silueta verdadera de la plantillas de las costillas.

192

FIGURA 54. COSTILLAS DEL BORDE DE ATAQUE DEL ALA CENTRAL

En el orden que se sigue para el ensamblaje de los bordes de ataque del ala

central, el primer paso es pegar la piel del intradós a la viga principal, para en ella

establecer la posición de las costillas y pegarlas con cyanoclirato, el cual es

recomendado para pegar piezas de balso, da facilidades de manufactura y rápido

curado. Adicionalmente, el borde de ataque tiene 3 larguerillos cuadrados de

balso, para darle mayor resistencia estructural. Estos larguerillos, también ayudan

a darle una mayor rigidez al conjunto, ayudando a mantener las costillas en la

posición adecuada y perpendicular a la piel. Posteriormente, se pega la piel del

extradós a la parte superior de las costillas, para ello se usa colbón de madera el

cual es más económico que otros adhesivos y se comporta muy bien pegando dos

superficies de madera.

Debido a que en el momento de construir las costillas, se cortó una parte de la

punta, para facilitar el proceso de ensamblaje. Para completar el perfil, se adhiere

un bloque de balso con las dimensiones del pedazo que fue cortado antes, con la

193

ayuda de pulidora y lija, se pule este bloque hasta darle la forma al borde de

ataque, como se ve en la FIGURA 55.

FIGURA 55. BORDE DE ATAQUE ALA CENTRAL TERMINADO

5.3.2 BORDE DE FUGA ALA CENTRAL Y EXTERIOR.

Como el objetivo de esta investigación es el análisis únicamente estructural, el ala

que se construye no tiene las superficies hipersustentadoras móviles como el ala

que va en el avión. Es por ello que en este trabajo, se construyen los flaps de

igual forma que el ala del Navigator X-02 pero sin bisagras que permitan el

movimiento de los mismos. Es decir, se construye el borde de fuga para completar

el perfil aerodinámico, pero este no tiene ningún movimiento.

Para la construcción de este borde de fuga, se utiliza balso de 2 mm de espesor,

el cual presenta la resistencia necesaria para este componente, teniendo en

cuenta que no soporta mayores cargas.

Lo primero que se hace, al igual que en la construcción del borde de ataque, es

imprimir las costillas, para pegarlas en la lámina de balso y poderlas cortar

adecuadamente.

194

FIGURA 56. COSTILLAS DEL BORDE DE FUGA DEL ALA CENTRAL.

El paso siguiente es cortar la pared del borde de fuga, la cual tendrá contacto

directo con la viga secundaria, esta pared está construida también en balso de 2

mm de espesor y ayuda a mantener alineadas y en posición correcta las costillas

en el proceso de construcción de los flaps.

Teniendo alineadas todas las costillas y pegadas a la pared del flap, se procede a

pegar la piel del intradós esta piel es pegada utilizando la técnica de trenzado -

como se ve en la FIGURA 57- para tener mayor superficie de contacto y lograr un

mejor pegado, para tener otra superficie que alinee las costillas, es importante

poner refuerzos de balso a las costillas para mantenerlas perpendiculares a la piel

y para aportar a la rigidez estructural

El último paso es poner la piel del extradós, para así poder cerrar el componente y

fijarlo a la viga secundaria y completar el perfil aerodinámico.

195

FIGURA 57. PIEL DEL EXTRADOS EN EL BORDE DE FUGA DEL ALA CENTRAL.

Este proceso es igual para el borde de fuga del ala central y del ala exterior, ya

que los dos están construidos con el mismo material y de la misma forma.

FIGURA 58. BORDES DE FUGA TERMINADOS .

5.3.3 PIEL DEL WING BOX ALA CENTRAL.

Para la piel del wing box del ala central, la cual soporta la mayor carga, se hace un

laminado de 1.5mm de espesor, lo cual corresponde a 4 capas de fibra, 55% fibra

196

y 45% de resina. Las cuatro capas se distribuyen de la siguiente forma: 2 capas de

fibra de carbono bidireccional y 2 capas de fibra de vidrio tipo volan.

Este laminado fue construido el día 27 de octubre de 2011 a las 11:00 am, con

una temperatura ambiente de 17°C y una humedad relativa del 63%. El error que

induce el cambio de condiciones atmosféricas (temperatura y humedad) se tiene

en cuenta en la tabla 30.

Los valores de la tabla 27 muestran unos porcentajes de error admisibles, además

se tiene en cuenta lo que dice la normativa33 en cuanto a las variaciones de

temperatura y humedad relativa permisibles (+ ó – 3°C y + ó – 3% de humedad

relativa) en la construcción de los laminados. También haciendo una comparación

de los % de error que puedan presentarse entre este laminado y el laminado del

ITEM 5 de la tabla 25, el cual es el que tiene las mismas características que este

en cuanto a materiales, se tiene:

% error debido a la variación de temperatura: 5.88%.

% error debido a la variación de humedad relativa: 4.76%.

Para este proceso, se hace un dimensionamiento de la lámina a realizar (una

lámina para el intradós y otra para el extradós); para ello se tienen en cuenta las

pérdidas que siempre existen en cualquier proceso, teniendo en cuenta estas

pérdidas, se garantiza que en el momento de cortar y darle los acabados a la

lámina, ésta quedará con las dimensiones requeridas por la estructura alar.

33


materials

197

FIGURA 59. DIMENSIONES DE LAS LAMINAS CON LAS QUE SE HACE LA PIEL DEL INTRADOS Y EXTRADOS. TOMADODE ARCHIVOS DE CAD DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCION DE UN VEHICULO AEREO NO TRIPULAFO (UAV) NAVIGATOR X-02” Y MODIFICADO POR LOS AUTORES.

198

Lo más importante en el proceso de construcción de cualquier laminado, es

preparar la superficie sobre la cual se va a trabajar, esta debe ser totalmente

plana para garantizar que el laminado va a quedar de igual forma, así mismo, se

debe limpiar completamente para que el laminado no quede contaminado o con

impurezas que afectan sus propiedades estructurales y disminuyen la calidad de

los terminados.

El primer paso, consiste en cortar cada una de las capas de fibra que se van a

usar, teniendo en cuenta las ya mencionadas perdidas, es importante que antes

de empezar a hacer el laminado, se disponga de todos los materiales listos para

ser aplicados, ya que el tiempo de curado de este tipo de materiales es muy corto.

Lo siguiente es hacer el cálculo de la resina que se va a usar para el laminado, de

igual forma se tienen en cuenta las perdidas.

Cuando ya se dispone de todo lo necesario, se impregna de manera uniforme y en

la cantidad adecuada la resina sobre la superficie de trabajo, para ello se utiliza

una brocha totalmente limpia. De forma inmediata se pone la primera capa de fibra

y con ayuda de la brocha, se impregna nuevamente de resina, repitiéndose este

proceso para las cuatro capas de fibra previstas. Terminado el proceso anterior, se

debe dar el tiempo suficiente para que el laminado cure y adquiera sus

propiedades.

199

FIGURA 60. APLICACIÓN DE LAS CAPAS DE FIBRA Y RESINA PARA HACER EL LAMINADO.

FIGURA 61. PIEL DEL WINGBOX DEL ALA CENTRAL TERMINADA Y CORTADA

Teniendo los dos laminados (intradós y extradós), se debe demarcar

cuidadosamente con las dimensiones finales, para por ultimo ser cortado y obtener

los elementos finales, FIGURA 61.

200

5.3.4 COSTILLAS DEL WING BOX ALA CENTRAL Y ALA EXTERIOR

El proceso de construcción de las costillas del wing box, es muy similar al proceso

de construcción de los laminados de la piel, ya que debe hacerse un laminado de

material compuesto. En este caso serán 3 capas de fibra de carbono y 3 capas de

fibra de vidrio para obtener el espesor deseado (2mm), también a 45% de fibra y

55% de resina. Se hace un dimensionamiento previo de una distribución de las

costillas a construir de tal forma que se aproveche el material de la mejor forma

posible.

201

FIGURA 62. DISTRIBUCIÓN DE LAS COSTILLAS PARA HACER EL LAMINADO

202

Este laminado fue construido el día 25 de octubre de 2011 a las 12:00 m, con una

temperatura ambiente de 17°C y una humedad relativa del 63%. El error que

induce el cambio de condiciones atmosféricas (temperatura y humedad) se tiene

en cuenta en la tabla 28.

Se hace una comparación de los % de error que puedan presentarse entre este

laminado y el laminado del ITEM 5 de la tabla 26, el cual es el que tiene las

mismas características que este en cuanto a materiales, se tiene:



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


materials

203

FIGURA 63. PROCESO DE CONSTRUCCIÓN DE LAS COSTILLAS

FIGURA 64. APLICACIÓN DE LAS CAPAS DE FIBRA Y RESINA PARA HACER EL LAMINADO.

204

FIGURA 65. MONTAJE PARA GENERAR VACIO EN EL PROCESO DE CURADO DEL LAMINADO

Para el corte de las costillas, que es el proceso adicional con respecto a la

construcción de la piel, se deben imprimir cada una de las costillas en su tamaño

real, para pegarlas en el laminado y utilizando una caladora industrial hacer el

respectivo corte, siendo muy cuidadosos de dar el mejor terminado posible.

Cabe aclarar que dentro del corte que se hace a cada costilla, están incluidos los

agujeros de aligeramiento, que son indispensables para disminuir el peso, la

FIGURA 66 muestra las costillas después de cortadas y con sus agujeros de

aligeramiento.

205

FIGURA 66. COSTILLAS WING BOX ALA CENTRAL Y ALA EXTERIOR

5.3.5 VIGA PRINCIPAL ALA CENTRAL.

La viga principal es el elemento más importante de toda la estructura alar, ya que

este es el que soporta las mayores cargas.

Para esta viga se diseñó que tuviera un espesor de 3 mm para lo cual se

necesitaran un total de 8 capas todas de fibra de carbono, a un 45% de fibra y un

55% de resina, las cuales en condiciones normales y con una buena aplicación de

la resina utilizando la cantidad adecuada e impregnando toda la capa de fibra dan

el espesor requerido del lamiando.

La construcción de esta pieza se hizo el día 29 de octubre de 2011 a las 10:00 am,

con una temperatura ambiente de 17 °C y una humedad relativa del 63%.

Antes que nada es necesario mencionar el % de error que va a estar presente por

trabajar en un lugar donde no se mantienen las condiciones atmosféricas

constantes, es decir hay variación de temperatura y porcentaje de humedad

relativa principalmente. Este porcentaje de error se ve presentado en la tabla 28.

Adicionalmente, comparando la temperatura y porcentaje de humedad relativa con

que se construyó este laminado y la temperatura y porcentaje de humedad relativa

206

del ITEM 2 de la tabla 26 (temperatura de 18°C y 64% de humedad relativa) que

tiene los mismos materiales que este laminado y es el parámetro comparativo

adecuado, tenemos lo siguiente:



También se ve que las variaciones de temperatura y humedad relativa están

dentro de los rangos permitidos por la normativa35 (+ ó – 3°C para temperatura y

+ ó – 3% para humedad relativa), teniendo en cuenta que la diferencia de

temperatura de los dos laminados es de 1°C y que la diferencia de humedad

relativa es de 1% también.

35


materials

207

FIGURA 67. PLANO DE LA VIGA PRINCIPAL PARA HACER EL DIMENCIONAMIENTO DEL MATERIAL A UTILIZAR EN SU CONSTRUCCION

208

Para la construcción de las vigas, se utilizará el mismo molde que se utilizó en su

momento para la construcción del Navigator X-02.

FIGURA 68. MOLDE DEL WING BOX. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”

Teniendo disponible dicho molde, ahora se debe hacer un alargamiento al molde

para hacer el alargamiento de la viga del cual se habla más adelante.

FIGURA 69. ALARGAMIENTO DEL MOLDE PARA ALARGAMIENTO DE LA VIGA

209

Es importante hacer limpieza del molde para asegurar la pureza del laminado, así

mismo es importante aplicar alcohol polivinilico que ayudará a desmoldar el

laminado final, se debe dar un tiempo prudente para que el agente desmoldante

seque y permita trabajar sobre el molde. Se procede a hacer un cálculo del

material a utilizar, teniendo en cuenta las tolerancias necesarias por las curvas

que tiene la viga. Como en cualquier laminado, se preparan las capas de fibra -en

este caso 8-, se hace el cálculo de la resina que se va a usar contemplando las

perdidas y por último se procede a hacer el laminado de igual forma a los

laminados anteriores.

FIGURA 70. PROCESO DE CONSTRUCCIÓN DE LA VIGA PRINCIPAL DEL ALA CENTRAL

Después de que se coloca la última capa de fibra con su respectiva capa de resina

y se da el tiempo de curado necesario, se procede a preparar el sistema con el

cual se va a generar vacío. Lo primero que se hace para preparar dicho sistema,

es cortar a la medida adecuada el plástico de recubrimiento, la guata y el brioni

que es una tela absorbente que ayuda a quitar los excesos de resina.

Posteriormente se pone como primera capa el brioni, seguido por la guata y por

210

último el plástico de recubrimiento, asegurándose de que este quede lo más

templado posible y totalmente sellado para no dejar escapar el vacío, se

inspecciona el adecuado funcionamiento de las boquillas del sistema y por último

se conectan estas a la manguera de sistema de vacío, la cual es una manguera

especial para la función que se necesita y adicionalmente tiene su respectivo

medidor de presión. Lo último es dar un tiempo de curado que requiera el

laminado, comprobando que la pieza este curada antes de desmoldarla, para

garantizar que el material brinde las mejores propiedades físicas, utilizando una

pistola de calor se acelera un poco el proceso de curado y se obtienen mejores

resultados.

FIGURA 71. MONTAJE DE LA VIGA APLICANDO VACÍO

Cumplido todo el proceso de construcción y curado de la viga, se desmolda y se

corta con las dimensiones exactas y dando siempre el mejor acabado.

211

FIGURA 72. VIGA PRINCIPAL DEL WING BOX DEL ALA CENTRAL TERMINADA

El alargamiento que se ve en la imagen es un alargamiento que tiene la viga para

poder ser ensamblada con el ala exterior, la viga principal del ala central del ala

exterior va alineada con la viga principal del ala exterior, estas se fijan con la

ayuda de pernos y esto aporta a la integridad estructural, con fines de que el ala

después de ensamblada sea una sola pieza y transmita adecuadamente las

cargas a través de ella y hacia el fuselaje.

La longitud de este alargamiento es de 150 mm, lo cual es suficiente para ser

ensamblada y unida a la viga del ala exterior.

Se aclara de igual forma, que en el proceso de construcción de esta viga, se hace

también un alargamiento en la parte que corresponde a la raíz del ala, con este

alargamiento se lograra el empotramiento del ala con el banco de pruebas. Esto

es lo más adecuado para las pruebas estructurales del ala, ya que como se sabe

212

las vigas del wing box son las que soportan las principales cargas y son los

elementos estructurales más importantes del ala.

5.3.6 VIGA AUXILIAR ALA CENTRAL

La fabricación de la viga auxiliar, es muy similar a la fabricación de la viga

principal, difiere en que el espesor requerido para esta viga, por estar sometida a

menores esfuerzos, es de 2 mm que corresponden a 6 capas de fibra, con la

misma proporción 45% fibra y 55% resina. Como se dijo en el proceso de

construcción de la viga principal, las 6 capas de fibra de carbono con su adecuada

cantidad de resina y aplicada uniformemente, dan el espesor requerido por el

diseño de la pieza.

Esta pieza fue construida el día 22 de octubre de 2011 a las 11:00 am, con una

temperatura ambiente de 18°C y una humedad relativa del 63%.

Al igual que en las construcciones anteriores en las que se uso material

compuesto y por no tener a disposición en la Universidad un laboratorio que

mantenga las condiciones atmosféricas constantes, se tendrá en cuenta el error

que induce la variación de temperatura y de humedad relativa del momento en que

se hizo la caracterización del material similar (ITEM 2 de la tabla 26) y el momento

en que se construyó la pieza, al igual que con las otras piezas, este error es tenido

en cuenta en la tabla 28. Haciendo la misma salvedad de lo que permite la

normativa36 en cuanto a variaciones de temperatura y humedad relativa (+ ó – 3°C

de temperatura y + ó – 3% de humedad relativa).

La temperatura con que se hizo el laminado del ITEM 2 de la tabla 26 fue 18°C,

igual que en la construcción de esta pieza y la humedad relativa fue del 64%.

36


materials

213

Haciendo una comparación de las condiciones atmosféricas de cuando se hizo el

laminado del ITEM 2 de la tabla 26 y las condiciones atmosféricas de cuando se

construyó esta pieza, tenemos lo siguiente:

% error debido a la variación de temperatura: 0%


FIGURA 73. PLANO DE LA VIGA SECUNDARIA DEL WING BOX DEL ALA CENTRAL PARA DIMENSIONAMIENTO DEL MATERIAL A UTILIZAR

214

De igual forma que con la viga principal, se utiliza el molde hecho para la

construcción del Navigator X-02.

FIGURA 74. MOLDE DEL WING BOX. TOMADO DEL TRABAJO DE GRADO “DISEÑO Y

CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”

En la figura 70 se puede ver el molde del wingbox con alcohol polivinilico el cual es

usado para la construcción de las vigas principal y auxiliar del “wingbox” del ala

central.

Se sigue el mismo proceso, cuyos pasos principales son los siguientes:

Preparación del molde, limpiándolo con Varsol y aplicando el alcohol

polivinilico y cera desmoldante.

Cálculo y preparación del material a utilizar (fibra y resina)

215

FIGURA 75. CORTE DE LAS CAPAS DE FIBRA PARA EL LAMINADO

Construcción del laminado (ubicación de las capas de fibra y resina (6 en

total de cada uno)).

De acuerdo al diseño del Navigator X-02, el proceso de construcción de la

viga secundaria no requiere de vacío, por lo cual este paso se suprime, en

cambio de ello, se colocan unos bloques de madera, con los cuales se

prensa la viga al molde después de construida, garantizando que durante

su tiempo de curado, está siempre va a estar adoptando la forma del molde

y no otra.

FIGURA 76. VIGA PRENSADA EN EL PROCESO DE CURADO DEL MATERIAL

216

Dar el tiempo de curado necesario para obtener el mejor resultado.

Desmoldar y cortar la pieza con las dimensiones requeridas.

FIGURA 77. VIGA SECUNDARIA DEL WING BOX DEL ALA CENTRAL TERMINADA

En el proceso de construcción de la viga secundaria del wing box del ala central,

se hace también un alargamiento en la parte que corresponde a la raíz del ala, con

este alargamiento se lograra el empotramiento del ala con el banco de pruebas.

Esto es lo más adecuado para las pruebas estructurales del ala, ya que como se

sabe las vigas del wing box son las que soportan las principales cargas y son los

elementos estructurales más importantes del ala.

5.3.7 ENSAMBLE DE LAS COSTILLAS CON LAS VIGAS ALA CENTRAL.

El proceso de ensamblaje, es el proceso que más precisión exige en la

construcción del ala, ya que de este depende la obtención de datos reales cuando

sea sometido a cargas en el banco de pruebas y por ende buenas conclusiones

sobre el comportamiento estructural del ala. Se debe tener especial cuidado en la

sujeción de cada una de las partes, utilizando el mejor pegamento y en las

mejores condiciones.

217

El proceso comienza con la sujeción de la viga principal con la piel del intradós,

teniendo especial cuidado en que las dos piezas queden perpendiculares (por

medio del montaje de los jigs en la mesa de trabajo y escuadras en el momento de

ensamblar para medir los ángulos de 90° en la unión del cap inferior de la “C” con

la piel del intradós y el cap superior de la “C” con la piel del extradós) para

garantizar la mejor geometría del resultado final. Para esta sujeción al igual que

para todas las otras sujeciones de piezas fabricadas en material compuesto se

utiliza pegamento epóxico HYSOL E-40FL, el cual consta de una mezcla de dos

compuestos que deben ser medidos y mezclados (según las instrucciones de uso

del producto 3 partes del elemento A y 2 partes del elemento B) adecuadamente

para obtener el mejor rendimiento del adhesivo, el cual es óptimo para dar

elasticidad y resistencia al impacto, así como resistencia a los esfuerzos cortantes

y de tensión.

FIGURA 78. APLICACIÓN DE PEGAMENTO PARA PEGAR LA VIGA PRINCIPAL CON LA PIEL DEL INTRADOS DEL ALA CENTRAL

Para el ensamblaje, se deben construir unos jigs de sujeción como los que se ven

en la FIGURA 79, de los cuales se hablará más adelante, que garantizaran que el

218

conjunto se mantenga en la posición adecuada mientras el pegante hace efecto.

En este proceso es importante valerse de todos los recursos necesarios para

asegurar que el ala se encuentra en la posición adecuada mientras está siendo

pegada. Una vez esta fija la viga principal a la piel del intradós, se pega la viga

secundaria a la misma piel, siguiendo el mismo procedimiento, utilizando los

elementos que sean necesarios para mantener la posición del ala y dando el

tiempo necesario para que el pegante actúe de la mejor forma. Dentro de los

elementos que se utilizan para mantener el ala alineada, están las costillas, las

cuales solo sirven como soporte en el ensamblaje pero aun no van pegadas.

FIGURA 79. ENSAMBLAJE Y PEGADO DE LA VIGA SECUNDARIA CON LA PIEL DEL INTRADOS DEL ALA CENTRAL.

Transcurridas 24 horas que es el tiempo mínimo necesario para que el pegante

cumpla su función adecuadamente, se procede a pegar cada una de las costillas

en su posición adecuada utilizando el mismo pegamento.

219

FIGURA 80. ENSAMBLAJE Y PEGADO DE LAS COSTILLAS A LAS VIGAS Y PIEL DEL

INTRADOS DEL ALA EXTERIOR.

Antes de poner la piel del extradós, se colocan los tubos de refuerzo que fueron

diseñados en el trabajo de grado del Navigator X-02. Este tubo es sometido a un

proceso previo a su instalación “recubrimiento con wash primer “, para evitar que

este genere corrosión. La función principal de este tubo de refuerzo, es transmitir

las cargas de flexión al ala exterior.

El tubo se compone de dos partes, macho y hembra, hembra en el ala exterior y

ala central, se unen por medio de la parte hembra que entra en los componentes

macho de las dos alas. El componente hembra del ala central atraviesa las dos

últimas costillas de la misma, adicionalmente está fijado con pegamento epóxico y

refuerzos en cada costilla. . El componente hembra del ala exterior atraviesa las

dos primeras costillas de la misma, adicionalmente está fijado con pegamento

epóxico y refuerzos en cada costilla como se ven en la FIGURA 82.

Adicionalmente se usa pegamento epóxico para garantizar que el tubo se

mantenga en su posición y transmita la carga idóneamente.

220

FIGURA 81. INSTALCION DE LOS TUBOS DE REFUERZO PARA LA UNION DE LAS ALAS.

Como este tuvo refuerzo soporta esfuerzos cortantes considerables, deben

hacerse unos refuerzos en material compuesto, como se ven en la FIGURA 82,

estos refuerzos son pegados con adhesivo epóxico.

FIGURA 82. REFUERZOS DE LOS TUBOS PARA SU ENSAMBLAJE EN EL ALA.

221

5.4 PROCESO DE CONSTRUCCIÓN ALA EXTERIOR

5.4.1 PIEL ALA EXTERIOR

Lo primero que se hace en el proceso de construcción del ala exterior es fabricar

la piel del intradós y el extradós, ya que ellas ayudaran en el ensamblaje de

cualquier componente para alinearlo y pegarlo sobre ellas.

La piel del ala exterior en su totalidad está construida en balso de 2 mm de

espesor. Como en el mercado no se consiguen láminas de balso con las

dimensiones requeridas por el ala del Navigator X-02, se utiliza la técnica de

trenzado para pegar las láminas que se consiguen en el mercado y obtener la

lámina requerida.

El proceso de trenzado consiste en cortar las láminas en forma de zigzag como se

ve en la FIGURA 82, para que la superficie de pegado sea mayor que si se

pegaran como vienen, así se garantiza mayor rigidez e integridad de la lámina que

forma la piel, para este proceso de trenzado, se tomo como referencia la tesis del

Navigator, ya que en su momento se hizo así para la construcción de la piel de las

alas de dicha aeronave.

FIGURA 83. CONSTRUCCIÓN DE LA PIEL DEL ALA EXTERIOR. PROCESO DE TRENZADO.

222

5.4.2 COSTILLAS DEL WING BOX ALA EXTERIOR

Las costillas del wing box del ala exterior fueron construidas en el mismo laminado

en el que se hicieron las del wing box del ala central, de igual forma fueron

cortadas en el mismo momento en que se cortaron las del wingbox del ala central,

por lo cual ya están terminadas y listas.

FIGURA 84. COSTILLAS DEL WING BOX DEL ALA EXTERIOR

5.4.3 VIGAS, CAPS Y LARGUERILLOS ALA EXTERIOR.

Para la elaboración de las vigas, caps y larguerillos del ala exterior, se hace un

laminado de 2 mm de espesor, el cual requiere de 3 capas de fibra de carbono

unidireccional T300 y 3 capas de fibra de vidrio. Este laminado se hace de tal

forma que todas las piezas se cortaran de él, aprovechando de la mejor forma el

material.

Este laminado fue hecho el día 28 de octubre de 2011 a las 11:00 am, con una

temperatura ambiente de 16°C y una humedad relativa del 68%.

La tabla 27 tiene en cuenta los porcentajes de error debidos a la variación de las

condiciones ambientales y atmosféricas de la construcción del laminado con que

se caracterizó el material y el laminado con que se construirán estas piezas.

También se compara este laminado con el laminado del ITEM 5 de la tabla 26, el

cual tiene los mismos materiales de fabricación que el de este numeral. La

223

temperatura con que se hizo el laminado del ITEM 5 de la tabla 26 fue de 16°C y

la humedad relativa fue del 60%.

De lo anterior, se obtiene:

% error debido a la variación de temperatura: 0%

% error debido a la variación de humedad relativa: 11.7%. El cual es el mayor

porcentaje de error que se tiene durante toda la investigación, pero que a

consideración de los autores es tolerable. La normativa permite en cuanto a

variación de temperatura y humedad relativa (+ ó – 3°C de temperatura y + ó – 3%

de humedad relativa), se está excediendo solo el parámetro de humedad relativa,

ya que la temperatura de construcción de los dos laminados es igual (16°C). Todo

se debe a la no disposición de un laboratorio que mantenga las condiciones

atmosféricas constantes, y a la continua variación de las condiciones climáticas de

Bogotá. Se acepta este pico de variación, teniendo en cuenta que los elementos

estructurales principales que actúan con los de este numeral tienen un mínimo

porcentaje de error.

FIGURA 85. PLANO DE LAS VIGAS, CAPS Y LARGUERILLOS DEL ALA EXTERIOR PARA EL DIMENCIONAMIENTO DEL MATERIAL A UTILIZAR.

224

FIGURA 86. PLANO DE LAS VIGAS, CAPS Y LARGUERILLOS DEL ALA EXTERIOR PARA EL DIMENCIONAMIENTO DEL MATERIAL A UTILIZAR.

La fabricación del laminado, se hace de la misma forma como se han hecho todos

los otros, siguiendo los pasos básicos:

Preparación de la superficie de trabajo (limpieza y adecuación de la mesa).

Calculo del material a utilizar (cantidad de resina y corte de las capas de

fibra).

Aplicación de los materiales para construir el laminado.

FIGURA 87. PROCESO DE CONSTRUCCION DEL LAMINADO PARA LAS VIGAS, CAPS Y LARGUERILLOS DEL WING BOX DEL ALA EXTERIOR.

225

Curado del laminado.

Corte de las piezas finales utilizando caladora.

FIGURA 88. CORTE DE LAS VIGAS, CAPS Y LARGUERILLOS DEL WING BOX DEL ALA EXTERIOR.

5.4.4 CONSTRUCCIÓN BORDE DE FUGA ALA EXTERIOR.

Este componente del ala exterior, fue construido al mismo que el borde de fuga del

ala central, por lo cual está listo en este momento para ser ensamblado.

FIGURA 89. CONSTRUCCIÓN DEL BORDE DE FUGA DEL ALA EXTERIOR

226

5.4.5 COSTILLAS BORDE DE ATAQUE ALA EXTERIOR.

Las costillas del borde de ataque del ala exterior se hace de la misma forma como

se hicieron las costillas del ala central, imprimiendo los perfiles, pegándolos a la

lámina de balso de 2 mm de espesor y cortándolos con la ayuda de un bisturí.

Como se aclaró antes, se usan los planos iniciales del Navigator X-02, los cuales

han sufrido variaciones hasta la actualidad en la búsqueda de la optimización de

esta aeronave.

Teniendo en cuenta lo anterior, se hacen los orificios de aligeramiento, los cuales

ayudan a disminuir el peso total de la estructura y en el diseño del Navigator X-02,

permiten el paso de cableado de sistemas del avión. También se hacen los

orificios que serán usados para poner los larguerillos que ayudan el proceso de

ensamblaje y aumentan la resistencia a la flexión.

FIGURA 90. COSTILLLAS DEL BORDE DE ATAQUE DEL ALA EXTERIOR.

Finalmente, se pulen y se les da un adecuado terminado para posteriormente ser

ensamblados.

227

FIGURA 91. BORDE DE ATAQUE ALA EXTERIOR TERMINADO

5.4.6 ENSAMBLAJE ALA EXTERIOR.

5.4.6.1 FABRICACIÓN DE LOS JIGS

Antes de empezar el proceso de ensamblaje, es importante disponer de unas

herramientas adicionales que ayudan en este proceso. Estas herramientas son

unos jigs, sobre los cuales se ensamblara el ala, ayudando a alinear cada parte

para pegarla y aprisionándola y manteniéndola en su posición cuando es pegada.

Estos jigs son fabricados en MDF de 15 mm de espesor, se fabrican con la forma

de las costillas del ala, para garantizar una compatibilidad geométrica y que estos

actúen de la mejor forma sobre el ala.

228

FIGURA 92. PLANOS DE LOS JIGS UTILIZADOS PARA EL ENSAMBLAJE DEL ALA EXTERIOR.

FIGURA 93. PLANOS DE LOS JIGS UTILIZADOS PARA EL ENSAMBLAJE DEL ALA EXTERIOR.

229

Una vez cortados los jigs, estos deben ser instalados y fijados a la mesa de

trabajo, para garantizar que en el proceso de ensamblaje del ala, estos no se

moverán y el ala quedará totalmente derecha y con los mejores terminados. Para

la instalación, ellos llevan un soporte lateral, el cual garantiza que siempre estarán

totalmente perpendiculares a la superficie de trabajo (mesa).

230

FIGURA 94. DISTRIBUCION DE LOS JIGS EN LA MESA DE TRABAJO

231

Los jigs deben estar totalmente alineados para que el ala quede de igual forma

perfectamente alineada.

FIGURA 95. INSTALACIÓN DE LOS JIGS EN LA MESA DE TRABAJO

5.4.6.2 ENSAMBLAJE ALA EXTERIOR.

Teniendo los jigs y todos los componentes de la estructura del ala exterior, se

puede empezar el proceso de ensamblaje, el cual comienza alineando y pegando

las costillas del wing box con los larguerillos previamente construidos, estos

larguerillos además de ayudar en el ensamblaje alineando perfectamente todas las

costillas, sirve como elemento estructural ayudando al esfuerzo por flexión que

debe soportar el ala.

Es importante siempre tener los planos a la mano, para saber el distanciamiento

de las costillas entre sí.

El siguiente paso, es poner la piel del intradós sobre los jigs, para poder alinear y

pegar las costillas sobre esta.

Teniendo la piel en posición, se aplica pegamento epóxico a cada una de las

superficies de las costillas que tendrán contacto con la piel, se usa pegamento

232

epóxico, ya que este tiene buena adherencia con madera y con material

compuesto, que son los materiales de las partes a ensamblar.

FIGURA 96. PEGADO DE LAS COSTILLAS CON LA PIEL DEL INTRADOS Y EXTRADOS DEL ALA EXTERIOR

Ahora, se procede a pegar la viga secundaria, la cual tiene un cap de madera en

su parte inferior, este cap es un cuadrado de balso de 10 mm de espesor, el cual

da mayor adherencia y absorbe esfuerzos por flexión.

FIGURA 97. CAP DE LA VIGA SECUNDARIA DEL ALA EXTERIOR

233

A continuación, se pega la viga principal, la cual también tiene un cap inferior, pero

este a diferencia del anterior, es construido de material compuesto del mismo

espesor que las vigas, por lo cual fue construido en el mismo laminado que las

vigas.

FIGURA 98. CAP DE LA VIGA PRINCIPAL DEL ALA EXTERIOR

Ahora se pegan los otros dos caps que sirven de soporte estructural más que todo

para esfuerzos por tensión. Para pegar estos componentes, se utiliza adhesivo

HYSOL E-40FL que es óptimo para esta tarea por la buena adherencia que da al

pegar piezas de material compuesto. Así tenemos en posición y pegadas las dos

vigas del wing box del ala exterior y los caps.

Teniendo todo el conjunto del wing box pegado, se instalan las costillas del borde

de ataque pero no se pegan aun, estas servirán para alinear de mejor forma el

conjunto y así poder aprisionar la estructura pegada con el jig y esperar que el

pegante haga efecto. Lo anterior garantiza que el pegante hará su efecto, teniendo

234

los componentes lo más alineado posible y con una presión adicional que ayudara

a un mejor pegado.

FIGURA 99. PROCESO DE PEGADO DE LOS COMPONENTES DEL WINGBOX DEL ALA EXTERIOR.

Después de esperar mínimo 24 horas que es el tiempo requerido para que el

pegante tenga un buen curado, se procede a ensamblar el borde de ataque, lo que

comienza por pegar el larguerillo inferior, el cual es de balso de 10 mm de

espesor, ahora se deben alinear y pegar a la piel del intradós las costillas a la

distancia determinada en los planos. Para este proceso se utiliza colbón de

madera por su buena adherencia y por ser más liviano que el pegamento epóxico.

Se recomienda usar cyanoclirato en partes curvas, ya que esta pegante ayuda a

que la lámina de la piel adopte mejor la forma del perfil. Lo siguiente es pegar el

larguerillo superior, el cual es igual al larguerillo inferior y se pega de igual forma.

235

FIGURA 100. PROCESO DE ENSAMBLAJE DEL ALA EXTERIOR

Las costillas del borde de ataque del ala exterior, al igual que las del borde de

ataque del ala central, fueron cortadas en la punta para facilitar la manufactura de

la punta del perfil. Por lo anterior, se utiliza una lámina de balso de 2 mm de

espesor, la cual va adherida a la punta de cada una de las costillas y permitirá

pegar el bloque de balso con el que se hará la punta del perfil.

Teniendo la pared del borde de ataque, se pega el bloque cuadrado de balso, el

cual será pulido hasta darle la forma adecuada con la que completara el perfil.

FIGURA 101. PUNTA DEL BORDE DE ATAQUE DEL ALA EXTERIOR

236

Por último, se ensambla el borde de fuga del ala, lo que permitirá tener el perfil

aerodinámico completo para posteriormente poner la piel del extradós. Este

proceso es muy sencillo y se hace igual que para el ala central. Se ubican y se

alinean las costillas del borde de fuga previamente construidas sobre la piel del

intradós del ala, para pegarlas se usa colon de madera el cual cumple con los

requerimientos de esta parte de la estructura alar.

FIGURA 102. ENSAMBLAJE DEL BORDE DE FUGA DEL ALA EXTERIOR

Para finalizar el proceso de ensamblaje del ala exterior, se pega la piel del

extradós sobre toda la estructura ya alineada sobre la piel del intradós. Es

importante tener en cuenta que la piel del extradós va pegada sobre diferentes

estructuras, construidas en diferentes materiales, por lo cual se utiliza el material

más adecuado para cada material.

Cuando la piel se pega sobre superficies de madera, se usa colbon de madera y

en ocasiones cyanoclirato dependiendo de los requerimientos de la estructura.

Cuando la piel se pega sobre superficies de material compuesto, el pegamento

adecuado es adhesivo epóxico, el cual tiene buena adherencia en los dos

materiales.

Lo último, es dar el tiempo de curado necesario, para asegurarse de que no habrá

desprendimiento de ninguna superficie y se mantendrá la integridad estructural. En

este tiempo de curado, la totalidad del ala estará aprisionada por los jigs, para que

el resultado final sea el ala terminada y recta.

237

5.5 ENSAMBLE TOTAL DEL ALA

Para empezar a hablar sobre el proceso de ensamblaje del ala exterior con el ala

central, es importante mencionar que la estructura alar del Navigator X-02 es

especial y diferente a cualquier otra. Esta varia principalmente, en que por

facilidades de transporte, los diseñadores del Navigator X-02 decidieron que el ala

fuera desmontable.

El ala cuenta con un tubo mencionado anteriormente, que va sujeto a las últimas

costillas del wing box del ala central. Este tuvo permite alinear perfectamente las

dos alas antes de asegurarlas, además actúa como elemento estructural, ya que

transmite las cargas que soporta el ala exterior al ala central, para mantener una

integridad estructural y que al final la estructura del ala central y el ala exterior,

actúen como una sola estructura.

FIGURA 103. TUBO DE SUJECIÓN DE LAS ALAS.

238

El aseguramiento de las dos alas se hace mediante pernos, para ello la viga

principal del ala central tiene un alargamiento que se alinea con la viga principal

del ala exterior y permite dicha sujeción.

Para este proceso, se hace un pre-ensamblaje de las alas, para ver la poción final

de un ala respecto a la otra y poder hacer los orificios por los que pasaran los 4

pernos de sujeción. Una vez ubicada la posición de los huecos se procede a

taladrar y seguidamente a asegurar con pernos.

FIGURA 104. PERNOS DE SUJECIÓN DE LAS VIGAS PRINCIPALES DE LAS DOS ALAS.

Adicionalmente y por último, se debe colocar otro perno de sujeción entre costillas,

es decir un perno que permite el agarre de la última costilla del ala central, con la

primera costilla del ala exterior, esto garantiza una disminución de la vibración de

la estructura alar en vuelo y además la restricción de movimiento de un ala

respecto a la otra en cualquier sentido.

Con lo anterior, se tiene el ala completamente ensamblada y con plena seguridad

de que está completamente sujetada y se asegura la integridad del elemento

239

teniendo ahora una sola ala y no dos componentes como en todo el proceso de

construcción.

FIGURA 105. ENSAMBLAJE FINAL DEL ALA

FIGURA 106. ENSAMBLAJE FINAL DEL ALA

5.6 INSTALACIÓN DE LOS ACTUADORES.

Los actuadores van instalados en el banco de pruebas, el cual tiene unos

larguerillos especialmente diseñados para estos actuadores, los actuadores que

generaran las cargas de sustentacion se encuentran sujetos a dos larguerillos

paralelos ubicados a la distancia requerida por el ala que se va a simular, en el

240

numeral 6.1 (preparación de la prueba en el banco), se hablará de la adaptación

que debió hacerse para las pruebas del ala de esta investigación. Por su parte los

actuadores encargados de generar las fuerzas de drag, están ubicados en otro

larguerillo, de tal forma que generen una fuerza en el borde de ataque del ala.

FIGURA 107. UBICACIÓN DE LOS ACTUADORES EN EL BANCO DE PRUEBAS.

5.7 INSTALACIÓN DE LOS DISPOSITIVOS DE DISTRIBUCIÓN DE CARGA.

Para simular cargas en una estructura alar es necesario utilizar una superficie la

cual distribuya uniformemente la carga, esta superficie debe estar hecha en un

material el cual tenga buenas propiedades de amortiguación y rigidez para que no

se deforme en las puntas; además que este material debe ser fácil de cortar

porque se debe adecuar a las distancias a la las que requiera la envergadura del

ala para que la carga se distribuya en toda la superficie y taladrar para asegurarlo

241

a los tornillos de los actuadores y que al momento de hacer las pruebas no vaya a

haber ningún tipo de movimiento de estas superficies de distribución de carga.

En la figura 109 se muestran estos dispositivos de distribución de carga y su

instalación en el banco de pruebas

242

6 PRUEBAS EXPERIMENTALES

6.1 PREPARACIÓN DE LA PRUEBA EN EL BANCO

Para las pruebas experimentales del ala, se dispone del banco de pruebas X1 de

la Universidad de San Buenaventura37, pero para su utilización, se deberán hacer

unas modificaciones necesarias para la prueba, teniendo en cuenta que la

estructura alar de esta investigación es diferente a la estructura alar para la cual

fue diseñado el banco. A continuación se mencionan las modificaciones que

deben hacerse al banco y se justifica cada una:

- Hacer una mínima redistribución de los actuadores con que se simulan las

cargas debidas a la fuerza de sustentación, ya que por tener un ala

totalmente diferente, la distribución de sustentación y de drag es distinta.

La reubicación de los actuadores está sujeta a la puntualización de las

distribuciones de lift y de drag que se hizo en el numeral 6.2.1.

FIGURA 108. REDISTRIBUCION DE LOS ACTUADORES EN EL BANCO DE PRUEBAS

37

Trabajo de grado "DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UNA ESTRUCTURA ALAR DE AERONAVES NO TRIPULADAS DE ALCANCE MEDIO PARA LA SIMULACIÓN DE CONDICIONES DE VUELO EN UN BANCO DE PRUEBAS ESTRUCTURALES", TÁMARA URZOLA, Sahily, BOLAÑO ROMERO, Camilo, de la UNIVERSIDAD DE SAN BENAVENTURA.

243

- Mover los larguerillos sobre los cuales van sujetos los actuadores que

simulan las cargas de sustentación en el banco de pruebas, ya que la

distancia de la viga principal al borde de ataque del ala de esta

investigación es mayor que la misma distancia en el ala para la cual fue

diseñado el banco, lo cual dejaría la viga principal fuera de posición

impidiendo hacer la prueba.

- Hacer una redistribución de presiones al circuito neumático, para generar

fuerzas de diferente magnitud en los actuadores del banco, fuerzas acorde

a la distribución de sustentación que se va a simular.

El sistema neumático que esta implementado en el banco funciona mediante un

compresor el cual genera aire comprimido que se distribuye fácilmente por

mangueras. Para poder regular la presión del aire proveniente del compresor y a

la cual va a trabajar el sistema se posee un regulador de presión, la presión del

aire mantiene constante la posición de los pistones que generan las cargas en la

estructura alar, el aire que entra al sistema se divide en dos, una parte va a los

actuadores que generan el lift, y la otra parte va a los actuadores que generan el

drag; la parte de aire que va a los actuadores que generan el drag es regulada a

la misma presión para cada uno de los actuadores ya que esta carga es lineal en

todo el borde de ataque del ala; y la presión de la parte de aire que va a los

actuadores que generan el lift es regulada independientemente por un regulador

de presión para cada uno de los actuadores, el primer actuador de lift va a tener

una presión de 118 N siendo la mayor presión generada en el ala, el segundo

actuador va a estar regulado a 91 N y el ultimo actuador a 54 N , este ultimo

actuador es el que va a estar regulado a menos presión ya que la carga sobre la

superficie del ala es elíptica entonces varia de mayor a menor desde la raíz a la

punta.

- Hacer un nuevo empotramiento del ala en el banco, el cual se hará con el

mismo principio que se diseñó, pero acomodándose a la geometría de las

244

vigas principales del ala de esta investigación, para ello se construyeron

ángulos en acero 1020 como se muestra en la FIGURA 42, que fijan el ala

al banco por medio de pernos, los cuales permiten que el ala este recta y

en la posición adecuada para que los actuadores actúen sobre ella.

- Cambiar los dispositivos de distribución de carga por otros que se

acomoden a la geometría del ala de esta investigación.

FIGURA 109. DISPOSITIVOS DE DISTRIBUCIÓN DE CARGAS

Teniendo las modificaciones mencionadas y el banco en las condiciones

requeridas, se debe fijar el ala al banco, como se mencionó antes con unos

ángulos de acero 1020 que van soldados al banco y sujetando el ala por medio de

pernos ver FIGURA 44. Para lo anterior lo más importante es asegurarse de que el

ala quede recta y alineada en los 3 ejes coordenados ver FIGURA 111, para

garantizar que los resultados obtenidos sean acordes a la realidad.

245

Con el ala en posición, se hace el montaje con el cual se van a evidenciar y a

medir las deformaciones sobre el ala ver FIGURA 110, para ello se imprimieron

unas cuadriculas con un interlineado de 5 mm y con las dimensiones necesarias,

especialmente con la envergadura del ala. Estas cuadriculas irán ubicadas a lo

largo del ala, una horizontalmente, para medir las deformaciones debidas a las

cargas de drag y otra verticalmente para medir la deformación debida a las cargas

de sustentación. Es importante tener mucho cuidado en el momento de ubicar

dichas cuadriculas, asegurando que queden paralelas al ala para obtener los

mejores resultados. Para la obtención de los resultados en estas cuadriculas, se

debe marcar la posición del ala antes de hacer la prueba, para que este sea el

punto de referencia con el cual se va a medir la deformación.

FIGURA 110. MONTAJE PARA LAS PRUEBAS EN EL BANCO

Para cada actuador se posee un regulador de presión el cual nos va a variar le

presión de aire que va a cada actuador, cuando se varia esta presión se hace

teniendo en cuenta que cada actuador va a tener una fuerza diferente y cada

246

vástago de cada actuador tiene la capacidad de ser regulado en la distancia que

se requiera para la prueba. Como los resultados de deformación, se van a

evidenciar de forma visual, es importante ubicar cámaras, que permitan tener el

registro de la prueba, tomando fotografías y videos de la deformación que sufrirá

el ala durante la prueba y la deformación final.

Con el montaje listo, se hace la prueba sobre el ala, regulando la presión de cada

actuador con su respectivo regulador de presión, para obtener los resultados que

se mostrarán en el siguiente numeral. Como es una prueba estática y se va a

evaluar la deformación que sufre el ala cuando está sometida a cargas criticas,

solo se puede hacer una prueba, ya que después de la primera prueba el ala va a

haber sufrido una deformación y las propiedades de los materiales y componentes

del ala cambiaran. No es conveniente ni se van a obtener resultados confiables al

hacerle ciclos al ala, ya que no se están haciendo pruebas de fatiga. La prueba

consiste en hacer que los actuadores ejerzan la fuerza sobre el ala, controlados

como se menciono en la explicación del circuito neumático, tienen la mínima

velocidad de salida para tener el control de la prueba en todo momento y para

evitar vibraciones del sistema. La prueba consiste en una sola salida del vástago

de cada actuador, por lo cual no se habla de una frecuencia como tal a la que

funcionaron los actuadores.

Una vez han salido los actuadores y están simulando la distribución de

sustentación y de drag, se mide en las cuadriculas la posición del ala, con lo que

finaliza la prueba. Se desmonta el ela, se retiran las cuadriculas y se evidencian

los resultados en el numeral 7.3.

247

FIGURA 111. ALA EN EL BANCO PARA LAS PRUEBAS

6.2 PREPARACIÓN DE LA SIMULACIÓN EN ANSYS

6.2.1 P UNTUALIZACION DE LAS CARGAS

El proceso de puntualizar la carga es una labor que requiere de una atención

especial, ya que del cálculo de esta se va a saber la posición y magnitud que va a

ser usada en los actuadores, además esta carga asegura que las condiciones

sean reproducidas con la mayor similitud posible a las condiciones reales, otro

punto importante, es que esta carga es la que se usará para simular el ala en

Ansys para confrontar los resultados de la prueba real.

248

Como el número de actuadores disponible para simular las cargas es 3, la

distribución de sustentación se debe dividir en 3 secciones, las cuales se deben

puntualizar en un lugar específico para lograr la mayor similitud a la carga

distribuida; la distribución de las secciones tomadas para realizar este cálculo se

muestran en la Figura 112 y en la Tabla 29.

FIGURA 112.SECCIONES ABARCADAS PARA LA PUNTUALIZACIÓN DE LAS CARGAS.

Tabla 29.INTERVALOS DE LAS DIVISIONES DE AREA.

Sección Intervalo (m) Envergadura Abarcada

(m)

1 0 - 0,8 0,8

2 0,8 - 1,6 0,8

3 1,6 - 2,5 0,9

Como se muestra en la Tabla 29 hay dos divisiones de 0,8m las cuales son las

más cercana a la raíz del ala ya que en estas secciones la carga es mayor y es

necesario tener un espaciado menor para que el actuador pueda distribuir de una

249

forma adecuada la carga, la última división correspondería a la sección final, la

cual tiene menor carga, y por esto tiene un espaciado de 0,9 m, para finalmente

completar 2,5 metros de envergadura desde la raíz a la punta del ala.

Luego de haber creado las divisiones del área total para la puntualización, es

necesario tener en cuenta que la carga ejercida es una carga distribuida la cual en

este caso está disminuyendo con respecto a la envergadura, lo cual hará que el

valor neto de la carga sea menor en cada una de las divisiones que el valor total

de 0 a 2,5m, el otro punto importante es que para obtener el valor de la carga

puntualizada se debe calcular el área bajo la curva de cada una de las divisiones,

valor que será el valor neto de la carga puntualizada para la división respectiva.

Para poder desarrollar los puntos clave de la puntualización y de la posición en

donde se ha de ejercer la carga, se manejaron los Métodos de Integración

Numérica, específicamente el Método del Trapecio. Este método permite realizar

por medio de Excel el cálculo de la Integral Definida de cada una de las áreas

divididas, ya que este método toma en cuenta valores puntuales de la función a

calcular, debido a esto es que se necesita una gran cantidad de valores para

poder tener resultados confiables, así que para este proceso se calculo el valor de

la función de la distribución de sustentación en intervalos de 0,005 m, es decir se

realizo el cálculo de la función para 0, 0.005, 0.01, 0.015 y así hasta llegar a 2.5,

dando un total de 502 valores que se tuvieron en cuenta para este cálculo.

Para poder calcular el área bajo la curva, la cual es el valor de la carga

puntualizada, se utilizó la igualdad en métodos de integración numérica de la

integral definida que se muestra en la Ecuación 29, en esta ecuación se muestra

que la integral definida de una función x entre a y b, va a ser igual a la parte

derecha la cual es el método de integración numérica:

= (

) ( 0 + 2 𝑖 + ( )

)

250

Ecuación 29

Donde es la función a la cual se le va a calcular el área bajo la curva, que en

este caso sería la distribución de sustentación L (Y) que se muestra en la

Ecuación 30.

La parte de se nombrara como “h”, toma en consideración el valor “a” que

es el límite inicial de la división, “b” el límite final de la división, y “n” que es el valor

del número de datos tomados. Cabe aclarar que este dato al realizar el cálculo

para las 3 secciones va a ser igual al intervalo que se ha tomado, así que el valor

de h será igual a 0,005m, el cual es el intervalo entre los valores calculados de la

función.

Es el valor inicial de los datos de cada división.

Este valor es la sumatoria de cada uno de los datos de la función, en los

diferentes intervalos de x de las divisiones respectivas.

Este valor es el último dato de la división de la función.

Ecuación 30

Para poder aplicar la Ecuación 29 debemos tener en cuenta el valor inicial y final

del área a la cual le vamos a calcular la carga puntualizada, es decir que si vamos

a calcular la carga de la sección 1 tendríamos:

(

)

( 0 )

2 𝑖

( )

251

;

Valores que corresponden a y respectivamente para la

división 1, además también se debe tener en cuenta la sumatoria de valores de la

sección a analizar que para el caso de la división 1 tiene unos límites entre 0 y 0,8,

y un valor de =4275,81045; luego de tener estos valores claros solo es

necesario reemplazar en la Ecuación 29 obteniendo los resultados del área bajo la

curva, este proceso se debe repetir para las 3 secciones teniendo en cuenta sus

respectivos límites inferior y superior, este proceso se puede encontrar en el

archivo de Excel del Anexo D en el CD. El valor de la carga puntualizada de cada

sección se puede observar en Tabla 30.

Tabla 30. VALOR CARGAS PUNTUALIZADAS.

Actuador Carga(N)

Carga Actuador

1 105,697962

Carga Actuador

2 93,6730716

Carga Actuador

3 64,6195104

Luego de tener el valor de las cargas, el siguiente paso es calcular el lugar en

donde actúan las cargas, este lugar se encuentra en el centroide de la división de

área correspondiente, es por eso que se utiliza nuevamente el método de

integración numérica aplicado a la ecuación del centroide que se muestra en la

Ecuación 31.

( 0) = 67,2268908N = 63,6919356N

𝑖

252

Ecuación 31

Donde x es el valor tomado para calcular la función, valor el cual se debe

multiplicar por el valor de f(x), y posteriormente hacer la división de las dos

integrales. Este proceso se realizo para las 3 divisiones dando como resultado una

distancia desde la raíz de 48.5 cm, 111cm y 173.5 cm.

Como estas distancias están calculadas desde la raíz del ala debemos tener en

cuenta que en el banco hay 14 cm de más, que fueron dejados intencionalmente

para realizar el empotramiento del ala al banco así que a estas distancias se les

debe sumar 14 cm. Así que el primer actuador se encuentra a 62,5 cm, el segundo

a 125 cm, y el tercero a 187,5 cm de las platinas de sujeción respectivamente.

6.2.2 PREPARACIÓN DEL MONTAJE EN ANSYS

Para la simulación en Ansys, se tiene el ala que fue diseñada en el proyecto de

grado del Navigator X-02, por lo cual solo debe ser importado a Ansys.

Teniendo el ala en Ansys, se deben poner los materiales a cada uno de los

componentes del ala, para que la simulación corresponda a la realidad, para ello

se tienen los datos obtenidos en la caracterización de materiales, lo que da más

confiabilidad a la simulación en Ansys.

Lo siguiente es enmallar el cuerpo que se va a simular, en este caso el ala, este

enmallado depende de los recursos con que se cuente (características del

computador), para este caso se escogió una malla intermedia, que da buenos

resultados y puede ser procesada por el computador con que se contaba para

esta investigación, la FIGURA 114 muestra detalles del enmallado que se usó

para la simulación.

𝑖 = Ẍ =

253

FIGURA 113.ENMALLADO DEL ALA

FIGURA 114. DETALLES DEL ENMALLADO PARA LA SIMULACIÓN

254

FIGURA 115. VISTA DEL ENMALLADO PARA LA SIMULACIÓN

Con el ala enmallada, se procede a hacer el montaje de la simulación, para ello se

ponen soportes fijos en las vigas del ala, con ellos se logra la unión ala fuselaje, lo

cual es muy importante para el desarrollo de esta investigación. Ahora se procede

a poner las fuerzas que representan la distribución de sustentación y de drag.

FIGURA 116. FUERZAS APLICADAS EN EL ALA.

255

Teniendo todo lo anterior, se hace la simulación para hacer el análisis de

resultados, el cual se verá en el siguiente numeral.

256

7 PRESENTACIÓN Y ANALISIS DE RESULTADOS

7.2 RESULTADOS DE LA SIMULACIÓN DE ANSYS.

Dentro de todos los resultados que puede arrojar Ansys, se optó por analizar

principalmente la deformación, ya que esta será comparada con la deformación

que se obtenga en la prueba con el banco. De igual forma se analizó el factor de

seguridad, ya que es un factor clave en aviación y finalmente dirá si el ala resiste

las cargas a las que es sometido en una fase de vuelo determinada.

7.2.1 DEFORMACION TOTAL

FIGURA 117. DEFORMACIÓN TOTAL DEL ALA.

Como se ve en la FIGURA 117, el ala sufre su deformacion maxima en la punta,

donde se tiene un valor maximo de aproximadamente 6 centimetros, lo cual quiere

decir que el ala tiene una buena integridad estructural y consecuentemente una

buena resistencia a esfuerzos de tension, compresion y torsion, teniendo en

257

cuenta que 6 centimetros es un valor normal para un ala de estas dimenciones. Se

ve tambien que las vigas principales, tienen una muy buena resistencia, viendo

que tienen una deformacion casi nula. Como era de esperarse, el wing box del ala

central, que es el elemento estructural mas importante de toda el ala y esta

diseñado con la mejor configuracion de materiales, sufre deformaciones minimas a

comparacion del wing box del ala exterior y en general el resto del ala. Los

componentes del ala que estan construidos en balso, tienen tambien una buena

resistencia y no representan un posible peligro de falla, lo que se debe a un buen

diseño estructural, que disminuye el peso con respecto a otros materiales y

soporta adecuadamente los esfuerzos para los que estan diseñados.

Mas adelante se hará una comparación entre este resultado y el resultado que se

obtenga en el banco de pruebas para tener una mayor aproximacion al

comportamiento del ala en vuelo.

7.2.2 FACTOR DE SEGURIDAD

En la FIGURA 118, se puede ver el comportamiento del ala en cuanto a factor de

seguridad, como se dijo antes, este es un dato muy importante sobre todo en el

medio aeronáutico, ya que proporciona información sobre qué tan confiable es una

aeronave o un componente de una aeronave.

FIGURA 118. FACTOR DE SEGURIDAD.

258

La imagen muestra que el ala tiene un comportamiento totalmente adecuado y

confiable, ya que como se puede ver la mayor parte del ala está en azul, el cual

corresponde a factores de seguridad entre 10 y 15 lo que es muy confiable en

términos aeronáuticos. Se ven los puntos más críticos en algunas partes de la

unión de la viga principal con el banco de pruebas, lo que es normal por el hecho

de ser en esta parte donde se transmite la carga al fuselaje de la aeronave, sin

embargo se puede ver también que los valores mínimos de factor de seguridad

siguen siendo muy buenos aun en estas partes críticas, teniendo factores de

seguridad dentro del rango de 5-10. Se ve algunos puntos donde el factor de

seguridad es más bajo que en el resto del ala, estos puntos corresponden a la

unión de las dos alas, ya que como se sabe el ala no es de una sola pieza sino

que es la unión de dos componentes. Aunque el diseño de esta unión es

apropiado y resiste muy bien las cargas, es entendible que allí se presente una

deformación diferente con un factor de seguridad menor, teniendo en cuenta que

este punto transmite las cargas del ala exterior al ala central para después ser

transmitidas al fuselaje de la aeronave.

259

7.3 RESULTADOS SIMULACIÓN EN EL BANCO

FIGURA 119. CUADRICULA PARA MEDIR LA DEFORMACIÓN DEBIDO A LA CARGA DE DRAG

(INTERLINADO DE CUADRICULA DE 5MM)

La imagen muestra la cuadricula con la cual se midió la deformación debida a la

carga de drag. Se puede ver que realmente esta deformación no es significativa,

siendo casi 0 en la raíz (FIGURA 120) del ala y 1 centímetro en la punta del ala

(FIGURA 121), lo cual comparado con la envergadura y cuerda del perfil es casi

imperceptible, por lo cual se sigue concluyendo que el diseño, los materiales y el

proceso de construcción hicieron que el ala sea estructuralmente muy resistente y

confiable. Se ve que para factores de carga máximos, como los cuales soporto

esta ala según la distribución de sustentación y drag calculados previamente, la

estructura se comporta de acuerdo a lo que se quería cuando se diseñó.

260

FIGURA 120. DEFORMACION EN LA RAIZ DEL ALA DEBIDA A LA CARGA DE DRAG.


FIGURA 121. DEFORMACION EN LA PUNTA DEL ALA DEBIDA A LA CARGA DE DRAG.


261

Por el contrario que con la deformación debida a la carga de drag, la deformación

debida a la carga de sustentación si es considerable, ya que como se ve en la

FIGURA 122, el ala sufre una deformación de unos 8 centímetros. Sin embargo

esta deformación es una deformación normal teniendo en cuenta que el ala fue

sometida a una distribución de lift calculada con el factor de carga máximo para

este tipo de aeronaves. También se ve que esta deformación máxima está en la

punta del ala y en el resto del ala es mucho más baja, siendo muy cercana a 2

centímetros en la raíz (FIGURA 127), donde el ala tiene su mejor resistencia

estructural.

FIGURA 122. DEFORMACIÓN EN LA PUNTA DEL ALA DEBIDA A LA CARGA DE

SUSTENTACIÓN (INTERLINADO DE CUADRICULA DE 5MM)

262

FIGURA 123. DEFORMACIÒN EN LA RAIZ DEL ALA DEBIDA A LA CARGA DE SUSTENTACIÒN


FIGURA 124. DEFORMACIÓN A LO LARGO DEL ALA DEBIDA A LA CARGA DE

SUSTENTACIÓN (INTERLINADO DE CUADRICULA DE 5MM)

7.4 COMPARACIÓN DE LOS RESULTADOS DE LAS DOS SIMULACIONES

Como resultado final de esta investigación, en cuanto al análisis de cargas, se

demuestra que los métodos de construcción del ala fueron acordes a lo diseñado

en el trabajo de grado del Navigator X-02, lo anterior basándose en la poca

diferencia de los resultados obtenidos entre la simulación en ansys y la simulación

263

en el banco de pruebas. La diferencia en la deformación en la punta del ala debida

al lift ( que es la deformación que visualmente se nota más) obtenida en el banco

de pruebas y la deformación obtenida en ansys es de menos de 2 centímetros

teniendo en cuenta que la deformación en Ansys fue de aproximadamente 6 cms y

la deformación en la prueba del banco fue 8 cms, que en comparación con las

dimensiones del ala son admisibles. Lo anterior permite obtener datos un poco

más confiables, siendo más importantes los datos obtenidos en el banco de

pruebas. La simulación en ansys representa más una comprobación de los

resultados obtenidos en la simulación en el banco de pruebas. En cuanto a la

diferencia de deformaciones en la punta del ala entre la simulación en ansys y la

simulación en el banco es mucho más pequeña, ya que en ansys se tiene una

deformación en la punta del ala de 5 mm y en la prueba en el banco de 1 cm.

264

8 CONCLUSIONES

Se siguió todo el proceso de construcción del ala, respetando el diseño y los

materiales del Navigator X-02, obteniendo resultados muy satisfactorios, por la

homogeneidad del ala construida en esta investigación con el ala del Navigator X-

02.

Es muy importante seguir un proceso y una secuencia lógica cuando se hacen

estructuras de este tipo, ya que de esto depende que los resultados obtenidos

correspondan al diseño y el componente construido sea funcional.

La resina epóxica a pesar de tener un módulo de elasticidad mayor que el de la

resina poliéster, tiene menor resistencia a esfuerzos de tensión.

Se pudo observar que la fibra de carbono tiene la mejor resistencia a esfuerzos de

tensión y la fibra de vidrio la menor resistencia dentro de los tejidos utilizados en

esta investigación, teniendo como punto intermedio la combinación de los dos

tipos de fibra, la cual es adecuada cuando no se resisten cargas muy altas.

La cercanía entre los resultados obtenidos en la prueba en el banco y en ansys,

permite saber que efectivamente el porcentaje de error debido a las variaciones de

condiciones atmosféricas en el momento de hacer la caracterización y en los

procesos de construir las piezas con que se fabricó el ala, fue bajo y cercano a lo

que se calculó en numerales anteriores.

Las propiedades de los materiales que se obtuvieron en la caracterización y que

fueron usadas en la simulación en ansys, son realmente las propiedades de los

materiales que se usaron en la construcción del ala, esto se evidencia en la

similaridad del comportamiento que tuvo el ala en las dos simulaciones (banco de

pruebas y ansys).

265

El diseño, configuración, y materiales usados para la construcción del ala del

Navigator X-02, garantizan que la estructura alar resistirá cargas críticas en

condiciones extremas de vuelo, manteniendo su integridad y dando una

confiabilidad a la aeronave.

A pesar del diseño que se hizo al ala para facilitar el transporte de la aeronave (ala

desmontable), el ala se mantiene como una sola pieza y se comporta de la misma

forma después de ser ensamblada y estar soportando las cargas de vuelo de la

aeronave.

El factor de seguridad obtenido en las pruebas de ansys y los resultados de

deformación de las dos pruebas, permiten asegurar que el comportamiento del ala

en vuelo es muy confiable y que las características aerodinámicas del ala no se

verán seriamente afectadas por la deformación del ala.

La grafica de factor de seguridad dada por ansys, permite concluir que el tubo y

los pernos de sujeción implementados en la unión de las dos alas, transmiten

adecuadamente las cargas del ala exterior al ala central con ayuda de las vigas de

los dos wing box, sirviendo no solo para asegurar las dos alas, sino siendo

también elementos estructurales.

La carga generada por el drag en el ala de la aeronave, genera una mínima

deformación, por lo cual se puede decir que con las características de esta ala y

sus materiales, la carga de drag es casi despreciable.

266

9 RECOMENDACIONES

9.2 CARACTERIZACIÓN DE MATERIALES.

- Es de gran importancia, para futuros trabajos de caracterización de

materiales compuestos en la Universidad de San Buenaventura, que se

disponga de un laboratorio que brinde todas las características necesarias

para este tipo de trabajo, es decir un lugar en el que haya dispositivos que

aíslen sus condiciones atmosféricas de las condiciones atmosféricas del

exterior, manteniendo constante la temperatura y porcentaje de humedad

relativa, con lo cual se elimina el porcentaje de error que estuvo presente

en esta investigación debido a dichas variaciones.

- Los tejidos de fibra son muy susceptibles a deteriorarse cuando están

almacenados, por ellos es recomendable comprar el material y utilizarlo lo

más pronto posible, para evitar que sufra alteraciones en sus propiedades.

- Se debe tener mucho cuidado en el momento de cortar los tejidos, para que

no se desprendan las fibras que lo conforman y después de cortados,

utilizarlos lo más pronto posible en el laminado que se va a construir.

- Cuando está almacenado el tejido de fibra, es recomendable poner una

cinta de enmascarar en las puntas, lo que evita que se desprendan los hilos

de la fibra causándole daño al tejido.

- Se recomienda usar tapabocas y guantes en el momento de hacer

laminados, ya que las fibras de carbono, vidrio y las resinas usadas en esta

investigación son toxicas y pueden causar daño a la piel.

9.3 PROCESO DE CONSTRUCCIÓN USANDO MATERIALES COMPUESTOS

- Al igual que para la caracterización, es de gran importancia tener un lugar

de trabajo en el que se aíslen las condiciones atmosféricas, para tener una

temperatura y humedad relativa constante, lo cual es indispensable para el

267

curado de la pieza o laminado, y que este tenga las propiedades físicas

deseadas.

- Para la construcción de la viga secundaria del wing box del ala central,

aunque en el trabajo de grado del Navigator no se hizo así y en este

tampoco por ser consecuentes con los procesos de fabricación, es

necesario hacer el proceso de vacío para que la viga quede con la forma

exacta del molde, con los ángulos rectos de la forma de “C” que tiene la

viga, dándole la geometría con que fue diseñada y eliminando posibles

concentradores de esfuerzos que se pueden presentar al no tener dichos

ángulos.

- Como recomendación para el grupo que diseño y construyo el Navigator X-

02, se facilita la manufactura y se obtiene un mejor elemento estructural,

haciendo las vigas del wing box en una sola pieza y no en varias piezas que

después deben ser pegadas. Al hacer las piezas de las vigas en “C” por

separado, se deben hacer más cortes del laminado de donde se sacan, se

debe utilizar pegamento epóxico para pegarlas lo cual aumenta los gastos,

y se debe ensamblar por partes, lo que implica más tiempo de trabajo y

menos eficiencia al trabajar.

- Se recomienda para futuros trabajos de diseño de aeronaves o

componentes, implementar pernos y remaches teniendo en cuenta lo que

se encuentra en el mercado, utilizando las unidades de medición

estándares del mercado, para que en el momento de construir sea más fácil

encontrar lo que se requiere.

9.4 PRUEBAS ESTRUCTURALES DEL ALA.

- Para futuras pruebas de estructuras alares, es recomendable diseñar otro

tipo de prueba, para hacer la prueba con dos métodos diferentes a Ansys y

268

poder confrontarlos para dar un comportamiento y resistencia estructural

definitivo de cualquier ala.

- Para futuras pruebas, se recomienda usar al menos dos sistemas de

medición de deformación, para poder confrontarlos y obtener datos más

confiables. Se recomienda el uso de galgas extensiometricas, las cuales

dan datos muy confiables pero su único punto en contra es el costo.

- Para mayor precisión de los datos obtenidos para las cargas de drag, debe

diseñarse un sistema móvil, que permita el movimiento del eje sobre el cual

se encuentran los actuadores que generan las cargas de drag, ya que

cuando se aplican las cargas de sustentación el ala se mueve de su punto

inicial y es necesario que los actuadores de drag acompañen este

movimiento.

- Diseñar un banco de pruebas que se pueda graduar y acomodar fácilmente

a diferentes geometrías de alas, haciendo posible realizar pruebas con

diferentes alas de diferentes perfiles, envergaduras y hasta con ángulo de

diedro o incidencia.

269

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270

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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.

271

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,

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www.isa.uniovi.es/~felipe

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272

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

273

propiedades son buen aislamiento térmico, inerte ante ácidos, soporta altas

temperaturas.

JIG: Elementos formadores como es el caso de los jigs, los cuales tienen la forma

de las partes específicas del la pieza a fabricarse, y que sirven para poder juntar,

presionar y mantener la forma de las piezas usadas en la fabricaciónLIFT:

Sustentación de la aeronave.

MOLDEO POR CONTACTO: Proceso de manufactura que consiste en la

impregnación manual de la fibra por medio de elementos como rodillos y brochas.

RESINA EPOXICA: Este tipo de resina tiene excelentes propiedades mecánicas,

buena adhesión y es muy usada para estructuras

RESINA POLIÉSTER: Este tipo de resina es usada cuando se necesita una resina

de baja viscosidad, bajo costo, fácil.

SPAR CAPS: Son elementos estructurales que se encuentran unidos al web de

las vigas y están encargados de soportar esfuerzos normales.

PLAIN WEAVE: Es conocido en el español como tejido sencillo el cual hace

referencia a los tipos de tejido que se utilizan en la fibra de carbono.

PROCESO DE VACÍO: Con esta técnica, el objeto que debe ser curado es

colocado en una bolsa y el aire es retirado por el uso de una fuente de vació.

SPAR CAPS: Son elementos estructurales que se encuentran unidos al web de

las vigas y están encargados de soportar esfuerzos normales.

STRINGER: Componente de refuerzo estructural, que se ubica a lo largo de la

envergadura del ala o a lo largo del fuselaje.

VIGAS PRINCIPALES: Elementos estructurales primarios, que soportan los

máximos esfuerzos

274

WING BOX: Es un tipo de configuración estructural empleada comúnmente en las

alas de las aeronaves; está compuesta de webs, spar caps, skin, y stringers,

formando una sección cerrada.

275

12 NOMENCLATURA

A: Área.

Abruta=área bruta

Aneta=área neta

ΔP: Cambio de carga axial en una distancia d en dirección de Y.

b: Envergadura

Cr: Cuerda del perfil aerodinámico de la raíz del ala.

Ct: Cuerda del perfil aerodinámico en la punta del ala.

d=0,25, que es la distancia entre la estación 0 y la estación 25038

d=diámetro del perno

FF: fuerza producida por el peso del fuselaje.

Fr: Fuerza resultante distribuida de las cargas que actúan sobre el ala alrededor

del perfil aerodinámico.

FTB: Fuerza producida por el Tail Boom

FTH: Fuerza producida por el estabilizador horizontal.

fu= tensión de rotura del acero de la chapa

Nu,R= resistencia ultima de la sección neta

L: Fuerza de sustentación total de la superficie alar.

38

Trabajo de grado “DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN VEHICULO AÉREO NO TRIPULADO (UAV) NAVIGATOR X-02”, de DOUSDEBES LLOREDA, Camilo, GALINDO MEDINA, Daniel Andrés, GIRALDO QUICENO, Andrés Felipe, PEDRO LUIS JIMÉNEZ SOLER, NEGRETE GUTIÉRREZ, Jabib Elías, RAMÍREZ SÁNCHEZ, Nicolás, RODRÍGUEZ ALVAREZCORREA, Wilson, ROJAS CARRILLO, Juan Javier, ZERRATO GAMBOA Cesar, de la UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

276

M: Momento

n: Factor de carga


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.

Documents

Construccion Ensayos Estructurales Gutierez 2011