APLICACIÓN DE LAS HERRAMIENTAS CAD-CAE EN EL …

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INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONAL ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERÍA MECÁNICA Y ELÉCTRICA UNIDAD PROFESIONAL TICOMÁN INGENIERÍA EN AERONÁUTICA "APLICACIÓN DE LAS HERRAMIENTAS CAD-CAE EN EL DISEÑO Y ANÁLISIS DE LA UNIÓN ALA-FUSELAJE PARA DETERMINAR LA DURABILIDAD DE LOS COMPONENTES". T E S I N A QUE PARA OBTENER EL TÍTULO DE: INGENIERO EN AERONÁUTICA PRESENTAN: DE JESÚS MORA JUAN RAMÍREZ REGENTE RUBÉN GERSAIN ASESORES: M. EN C. JUAN CARLOS TORRES ÁVILA M. EN C. PEDRO SANTAMARINA BRIONES MEXICO, D.F. MARZO 2015

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UNIDAD PROFESIONAL TICOMÁN
INGENIERÍA EN AERONÁUTICA
DISEÑO Y ANÁLISIS DE LA UNIÓN
ALA-FUSELAJE PARA DETERMINAR LA DURABILIDAD
DE LOS COMPONENTES".
INGENIERO EN AERONÁUTICA
M. EN C. PEDRO SANTAMARINA BRIONES
MEXICO, D.F. MARZO 2015
CAPÍTULO I: MARCO TEÓRICO. ....................................................................................................... 8
1.1. ¿QUE SON LOS 'LUGS' Y CUÁL ES SU IMPORTANCIA? ................................................. 8
1.2. CARGAS QUE ACTÚAN SOBRE EL LUG DE LA UNIÓN ALA FUSELAJE .................... 9
1.3. PROPIEDADES DE LOS MATERIALES UTILIZADOS PARA LOS LUGS. ...................... 9
1.4. DISEÑO POR RESISTENCIA A LA FATIGA ...................................................................... 10
1.4.1. DEFINICIÓN .................................................................................................................... 10
1.5. HERRAMIENTAS CAD-CAE ................................................................................................ 12
II
1.6.1. ENFOQUES STRESS-LIFE (SN) .................................................................................... 16
1.6.2. ENFOQUE STRAIN-LIFE (EN). ..................................................................................... 17
1.6.3. ENFOQUE "CRACK-LIFE". ........................................................................................... 18
2.1. CÁLCULO DE LAS CARGAS SOBRE EL EMPOTRE ALA-FUSELAJE .......................... 19
2.2. FACTOR DE CARGA. ............................................................................................................ 21
2.3. MOMENTO FLECTOR........................................................................................................... 22
2.4. FUERZAS QUE ACTÚAN SOBRE EL AVIÓN EN VUELO ............................................... 22
CAPÍTULO III: MODELADO DE LA SUJECIÓN ALA-FUSELAJE. ................................................ 24
3.1. SOFTWARE SOLIDWORKS. ................................................................................................ 24
3.3.1. LUGS FUSELAJE. ........................................................................................................... 26
3.3.2. LUGS ALA. ...................................................................................................................... 28
3.3.3. VIGA PRINCIPAL. .......................................................................................................... 29
3.3.6. INTERFAZ SW-ANSYS WORKBECH. ......................................................................... 32
CAPÍTULO IV ANÁLISIS CAE POR FATIGA EN LA UNIÓN ALA-FUSELAJE CON ANSYS -
WORKBENCH. ...................................................................................................................................... 33
4.2. ANÁLISIS DE FATIGA UTILIZANDO ANSYS WORKBENCH (FATIGUE TOOL). ...... 42
4.3. ANÁLISIS DE FATIGA UTILIZANDO NCODE DESIGNLIFEE. ...................................... 44
RESULTADOS. ...................................................................................................................................... 50
PLANOS DISEÑO MECANICO UNIÓN ALA-FUSELAJE ............................................................ 58
IV
Peso total de la Aeronave
Momento flector total
Carga actuante en semiala
Levantamiento del aeronave
Densidad del aire
Volumen
Término
Definición
FEA Finite Element Analysis.
FAR Federal Aviation Regulations
CFD Computational fluid dynamics
EN Modulus of elasticity vs Cycles to Failure
FS Safety Factor
STEP Standar for the Exchange of Product model data
VI
LISTA DE TABLAS. Tabla 1 Estudio de accidentes de aeronaves por fatiga ............................................................................................ 3
Tabla 1.3. 1 Propiedades Mecánicas de Materiales .................................................................................................. 9
Tabla 2.1. 1 Distribución de Carga en los largueros ............................................................................................... 20
Tabla 4.2. 1 Detalles de la herramienta de fatiga ................................................................................................... 42
LISTA DE FIGURAS.
Fig. 1 Defectos del material en las alas causando grietas en los lugs ....................................................................... 4
Fig. 2 Sujeción ala-fuselaje aeronave agrícola daño por fatiga ................................................................................ 4
Fig. 3 A7-076 Desprendimiento Ala Izquierda. (1990 Lug fracture) ...................................................................... 4
Fig. 4 Boeing 747-256F Desprendimiento de motor. (1992 Lug Fracture) .............................................................. 4
Fig. 5 Helicóptero A-351 Desprendimiento del botalón de cola (1990 Lug fracture) .............................................. 4
Fig. 1.4.2. 1 Etapas de Fractura por Fatiga ............................................................................................................. 11
Fig. 1.6. 1 Proceso para el Análisis por fatiga ........................................................................................................ 13
Fig. 1.6. 2 Fases que se cumplen para el Análisis por Fatiga ................................................................................ 14
Fig. 1.6. 3 Curvas Senoidales de Mapeado de Carga "Fully Reversed" & "Zero to Maximum" .......................... 15
Fig. 1.6. 4 Serie de Tiempo de los Canales de Carga ............................................................................................. 15
Fig. 1.6.1. 1 Pasos para un Análisis SN mediante un software CAE .................................................................... 17
Fig. 1.6.2. 1 Pasos para evaluar el daño por Fatiga en un ambiente CAE ............................................................ 17
Fig. 1.6.3. 1 Diagrama del Análisis de Durabilidad mediante Software CAE ....................................................... 18
Fig. 2.1. 1 Configuración de la unión Ala- Fuselaje. .............................................................................................. 19
Fig. 2.3. 1 Fibras a compresión y a tracción separadas por el eje neutro .............................................................. 22
Fig. 2.3. 2 Comportamiento de la fibras a tracción y compresión .......................................................................... 22
Fig. 2.4. 1 Fuerzas Aerodinámicas ......................................................................................................................... 23
Fig. 2.4. 2 Resistencia Inducida .............................................................................................................................. 23
Fig. 3.3.2. 1 Lug del ala .......................................................................................................................................... 28
Fig. 3.3.3. 1 Viga principal del ala ......................................................................................................................... 29
Fig. 3.3.4. 1 Perno de sujeción ............................................................................................................................... 30
Fig. 3.3.5. 1 Ensamble final .................................................................................................................................... 30
Fig. 3.3.5. 2 Restricciones necesarias en el ensamblaje ......................................................................................... 31
Fig. 3.3.5. 3 Zonas restringidas de contacto en el ensamble final .......................................................................... 31
Fig. 3.3.6. 1 Interfaz CAD-CAE ............................................................................................................................. 32
Fig. 4.1. 1 Vinculación mediante la geometría ....................................................................................................... 33
Fig. 4.1. 2 Librería de materiales ncode ................................................................................................................. 34
Fig. 4.1. 3 Propiedades del Aluminio 7175-T73 .................................................................................................... 34
Fig. 4.1. 4 Propiedades del Acero AISI 1020 ......................................................................................................... 35
Fig. 4.1. 5 Geometría en el ambiente CAE ............................................................................................................. 35
Fig. 4.1. 6 Pre-proceso para el análisis estático (Model) ........................................................................................ 36
Fig. 4.1. 7 Definición de la Malla sobre el ensamble ............................................................................................. 36
Fig. 4.1. 8 Aplicación de la Malla de tipo Mapped Face Meshing ......................................................................... 37
Fig. 4.1. 9 Diferencia entre el enmallado ............................................................................................................... 37
Fig. 4.1. 10 Cargas y condiciones de frontera ........................................................................................................ 38
Fig. 4.1. 11 Soluciones requeridas a resolverse ...................................................................................................... 38
Fig. 4.1. 12 Esfuerzo máximo sobre el ensamble ................................................................................................... 39
Fig. 4.1. 13 Factor de seguridad sobre el ensamble ................................................................................................ 39
Fig. 4.1. 14 Esfuerzo máximo sobre Lugs del ala .................................................................................................. 40
Fig. 4.1. 15 Factor de seguridad sobre lugs del ala................................................................................................ 40
Fig. 4.1. 16 Esfuerzo máximo sobre lugs del fuselaje ............................................................................................ 41
VIII
Fig. 4.1. 17 Factor de seguridad sobre lugs del fuselaje ......................................................................................... 41
Fig. 4.2. 1 Carga de amplitud Constante ................................................................................................................ 42
Fig. 4.2. 2 Ciclos de carga máxima y mínima sobre el ensamble ........................................................................... 42
Fig. 4.2. 3 Ciclos de carga máxima y mínima sobre lugs del ala ........................................................................... 43
Fig. 4.2. 4 Ciclos de carga máxima y mínima sobre lugs del fuselaje .................................................................... 43
Fig. 4.3. 1 Vinculación del Módulo ncode ............................................................................................................. 44
Fig. 4.3. 2 Botones de actualización ....................................................................................................................... 44
Fig. 4.3. 3 Parametrizado de los valores de Carga ................................................................................................. 45
Fig. 4.3. 4 Diagrama a bloques del ncode disign life ............................................................................................. 45
Fig. 4.3. 5 Asignación del tipo de carga y sus valor máximo y mínimo ................................................................ 46
Fig. 4.3. 6 Botón de arranque para el análisis ......................................................................................................... 46
Fig. 4.3. 7 Salida de la interfaz de ncode ................................................................................................................ 47
Fig. 4.3. 8 Botón de actualización .......................................................................................................................... 47
Fig. 4.3. 9 Comprobación de la actualización sobre los resultados ........................................................................ 47
Fig. 4.3. 10 Recuadro para cambiar las propiedades dentro de ncode .................................................................... 48
Fig. 4.3. 11 Configuración de resultado ................................................................................................................. 48
Fig. 4.3. 12 Ciclos de carga máxima y mínima sobre el ensamble en el módulo ncode ...................................... 49
Fig. 5. 1 Esfuerzo máximo ..................................................................................................................................... 50
Fig. 5. 2 Factor de Seguridad .................................................................................................................................. 50
Fig. 5. 3 Ciclos Ansys Workbench (fatigue tool) y ciclos para el Aluminio 7175-T73 ......................................... 51
Fig. 5. 4 Ciclos Ansys Workbench (fatigue tool) y ciclos para el Acero AISI 1020 .............................................. 51
Fig. 5. 5 Análisis de fatiga por Ansys workbench (fatigue tool) y nCode SN Constant (Design life) ................... 52
IX
RESUMEN.
Este documento presenta el Modelado y análisis por fatiga en la unión ala-fuselaje de una
aeronave ligera para determinar la durabilidad de la unión y así saber la vida útil de la componente
mediante la aplicación de las herramientas CAD y CAE para su análisis.
En la primera parte se abordan aspectos básicos para entender los conceptos primarios que se
necesitan para comprender un análisis por fatiga, y se da a conocer el ensamble que será sujeto a este
análisis así como las cargas por las que es afectada esta unión.
Se presentan conceptos de momento flector, factor de carga y las fuerzas que actúan sobre una
aeronave en vuelo, todo esto como antesala para poder presentar el cálculo de las cargas sobre la
sujeción ala-fuselaje utilizando la metodología presentada por Sriranga B.k, Kumar .R. y poder tener
una mayor facilidad en entender cómo se obtiene la fuerza a la que estará sometida nuestra sujeción
ala-fuselaje.
Empezamos con una breve explicación sobre el software que estaremos utilizando en el
modelado de cada una de nuestras piezas y el ensamble final, así como algunos conceptos básicos
como son diseño en 3D, proceso de diseño, método de diseño, croquis, ensambles , etc. Todo esto para
comenzar a describir el procedimiento que se llevara a cabo en el modelado de cada una de las piezas, y
así poder tener un mejor panorama de lo que se está haciendo durante este modelado.
Por último realizamos el análisis por fatiga en la unión ala-fuselaje, pero antes debemos de
tener en cuenta que es necesario contar con un análisis estructural, se abordara este procedimiento
utilizando imágenes para describir lo que está sucediendo en cada paso de este análisis, el software de
CAE que nos ayudara con este trabajo será Ansys Workbench y una de sus módulos especializado en
fatiga como lo es ncode.
ABSTRACT.
In this document we show the process and the analysis to get the life between the unions of the
lug fuselage-wing for a light aircraft and obtain the durability of the union to know the useful life of
our component, to do this process we will use the software CAD and CAE.
First we tackle the basic aspects to understand the primary concepts that we need to understand
what a fatigue analysis is, also we show the assembly that we need to do the analysis and the loads that
affect this union.
Other important concepts are present like bending moment and the forces acting on the airplane
in flying, all this to can present the calculate of the loads on the lugs of the union fuselage-wing using
the methodology presented by Sriranga B.k, Kumar .R. and like that understand better how is the
process to obtain the force that is acting on our lugs of the union fuselage-wing.
We start with a brief explanation about the software that we will using in the modeling of each
one of our pieces and the final assembly, as well as some basic concepts like are 3D design, design
process, design method, sketch, assemblies, etc. all that to have a better outlook about what are we
doing for the modeling.
Finally we carry out the fatigue analysis on the fuselage-wing union, but before of this process
we must to have the structural analysis, therefore we show the different pictures to understand better
the process that we used to describe what is happen in each step forward of this analysis, the software
CAE in this case what help us with the analysis will be Ansys Workbench and one of its specializing
module in fatigue like ncode s/n.
1
INTRODUCCIÓN.
Las uniones por agarraderas (lugs) son frecuentemente usadas en aplicaciones estructurales 1 , en
la industria aeronáutica estas son ampliamente usadas para conectar o unir los componentes
estructurales y otros sistemas mecánicos. Por ejemplo en la sujeción o montantes de moto 1 res,
empenajes y alas por otro lado se pueden encontrar en puntos de articulación que permiten el
movimiento como en el tren de aterrizaje o las superficies de control. Como podemos observar son
componentes estructurales críticas dentro de la aeronave en donde una falla o grieta estructural podría
conducir a una catástrofe. Ya que los lugs desafortunadamente por su naturaleza y geometría
presencian grandes concentraciones de esfuerzos y son susceptibles la falla por fatiga es muy común en
este tipo de sujeción ya que las grietas se propagan rápidamente.
Es por esto que es importante determinar la durabilidad y predecir la vida útil de la componente,
y así establecer estos límites operacionales dentro del manual de mantenimiento de la aeronave y evitar
situaciones que puedan resultar en catástrofe. Y como para el diseño y validación de cualquier parte de
uso aeronáutica es necesario que los diseñadores se apeguen a algún método que sea aceptable por la
FAA, EASA, CAA etc. y obtener el certificado de aeronavegabilidad 2 .
Para nuestro caso de estudio, se determinara la vida útil en el conector ala-fuselaje de una
aeron 2 ave comercial apegándose a las regulaciones de la FAA. Lo que nos lleva a la pregunta:
¿Cómo implementar las herramientas CAD y CAE para el diseño y análisis de durabilidad de la unión
ala-fuselaje y determinar la vida útil de la componente?
Así, tenemos que preguntarnos de la misma manera:
¿Qué variables y consideraciones involucra el análisis y diseño de agarraderas en elementos
estructurales críticos de las aeronaves?
1Conjunto de relaciones entre las cargas externas aplicadas a un cuerpo deformable y la intensidad de las fuerzas que actúan dentro del cuerpo. 2 Contribución realizada por la combinación aeronave/operador/entorno al desarrollo seguro de los vuelos a lo largo de la vida operativa de la aeronave.
2
¿Qué proceso de diseño se utiliza actualmente en el diseño de las uniones entre componentes
estructurales en aeronaves?
¿Cómo es que las herramientas CAD-CAE ayudarán en la predicción de la falla de la componente?
JUSTIFICACIÓN.
Es de gran importancia realizar el correcto análisis estructural de durabilidad en la sujeción de
ala-fuselaje, ya que esta unión representa una de las componentes estructurales críticas más importantes
en la aeronave cuya falla podría resultar en una catástrofe, por lo que la relevancia en el poder tener
los resultado correctos del comportamiento entre los esfuerzos estructurales que se dan entre el ala-
fuselaje y sumando esto a las condiciones de fatiga podremos determinar la vida útil de la componente
y predecir la falla del material.
En la actualidad el hacer este tipo de análisis ayuda a brindar algunas propuestas para mejorar
el diseño de esta componente, ya que hoy en día es un problema muy común que presentan las
aeronaves y les resulta muy costoso rediseñar para mejorar dicho mecanismo. Por lo implementando
las herramientas CAD y CAE dentro del proceso de diseño y validación haciendo simulaciones
computacionales nos ayudan a darnos aproximaciones muy cerradas a los resultados reales, y además
de que podemos entrar en un proceso de diseño de modificar geometría y analizar sin manufacturar
hasta obtener los resultados deseados.
Por lo cual es conveniente tener información sobre el análisis estructural sobre la sujeción entre
el ala y el fuselaje como es nuestro caso de estudio, o si no que este documento sirva como base para
poder brindar mayor información sobre el tema en análisis de fatiga en sujeciones estructurales por
agarraderas (lugs) y prevenir la falla que es el fin de este tipo de análisis, ya que en la actualidad no se
encuentra mucha información sobre este tipo de análisis o no es tan accesible, por lo que para un
ingeniero en aeronáutica en diseño es esencial conocer y tener en consideración la fatiga en sus
análisis y cálculos estructurales.
3
ANTECEDENTES.
A lo largo de la historia de la aviación se han
suscitado todo tipo de siniestros ocasionados por
diversos factores como lo es el factor humano, errores
de diseño, falta de mantenimiento etc. Sin embargo lo
que compete a este estudio son aquellos relacionados a
la falla del material en la unión entre componentes
estructurales, los componentes estructurales en
aeronaves comúnmente contienen defectos,
introducidos durante los procesos de manufactura o
ensamble que pueden propiciar grietas en la
componente cuando la aeronave 3 está en servicio y
puede resultar en la reducción de la vida útil de la
componente o la pérdida total de la aeronave. Es por eso
importante asegurar siempre la integridad estructural de
la aeronave considerando todas las variables posibles
como corrosión, fatiga, concentración de esfuerzos etc.
Para que no resulte en una catástrofe.
En la tabla 1 podemos observar una breve recopilación de los accidentes graves que han
involucrado la falla por fatiga, como podemos ver en la categoría de aviones de ala fija las alas
representan un gran número de accidentes que han resultado en pérdida total de la aeronave y
catástrofes, y aún más podemos ver que la fatiga ha sido la causa inicial de un gran número de
accidentes en las aeronaves.
En casos más específicos en la historia de la aviación se tienen como ejemplos de accidentes
propiciados a base de la fatiga de alguna de sus componentes.
Tabla 1 Estudio de accidentes de aeronaves por fatiga
4
3 Fig. 1 Defectos del material en las alas causando grietas en los lugs
Fig. 2 Sujeción ala-fuselaje aeronave agrícola daño por fatiga
Fig. 3 A7-076 Desprendimiento Ala Izquierda. (1990 Lug fracture)
Fig. 4 Boeing 747-256F Desprendimiento de motor. (1992 Lug Fracture)
Fig. 5 Helicóptero A-351 Desprendimiento del botalón de cola (1990 Lug fracture)
Entonces como se puede apreciar el hacer un análisis por fatiga nos ayuda a prevenir accidentes
que resulten en catástrofes y así salvaguardar la integridad estructural de la aeronave estableciendo
parámetros y procedimientos en los manuales de mantenimiento sustentados con el previo análisis
estructural por fatiga de la componente prediciendo la falla estructural.
3 Vehículo con o sin motor capaz de navegar en el aire.
5
Analizar estructuralmente la sujeción ala-fuselaje de una aeronave de uso agrícola para
determinar la durabilidad de la componente estructural y predecir la posible falla, considerando las
regulaciones FAR, el comportamiento en la fatiga de los materiales, y la concentración de esfuerzos
que se presentan.
Desarrollar los conceptos y conocimientos necesarios para abordar el tema.
Establecer el estado de arte y la situación actual sobre las fallas en el empotre ala-fuselaje.
Determinar el tipo de falla al cual pueda ser más propenso este empotre.
Analizar el comportamiento estructural del ala fuselaje (empotre).
Hacer uso de las herramientas CAD y CAE para el análisis y desarrollo del problema.
HIPÓTESIS.
Si utilizamos las herramientas CAD-CAE en el análisis estructural por fatiga en la unión ala-
fuselaje, entonces podemos determinar de una manera muy aproximada la durabilidad de la
componente y el comportamiento estructural para brindar una optimización en el diseño y prolongar la
vida útil de la componente.
ALCANCE.
El presente trabajo se basa en el estudio estructural y la interpretación de los datos obtenidos de
los esfuerzos, deformaciones, etc. del empotre ala-fuselaje para una aeronave comercial [1], además de
determinar la vida útil de la pieza considerando solamente las cargas de servicio que actúan sobre la
componente estructural. Sin considerar factores de corrosión, temperatura, etc.
Se desarrolla solamente el análisis mediante un software de simulación basado en el análisis por
elemento finito, con lo cual este trabajo queda ha espera de realizar el desarrollo del análisis teórico y
experimental para poder verificar y validar los resultados aquí mostrados.
6
METODOLOGÍA.
1. Familiarización con los tipos de empotre ala-fuselaje en aviones
comerciales.
2. Obtención de las cargas que se producen en el empotre ala-fuselaje así
como sus dimensiones generales.
3. Obtener la resistencia del material el cual es empleado en la sujeción ala-
fuselaje.
4. Desarrollar el modelado mediante un software de CAD.
5. Exportar los archivos CAD a un ambiente CAE para poder realizar el
análisis estructural.
6. Llevar a cabo el análisis de durabilidad mediante el software de CAE.
7. Interpretar los resultados obtenidos
7
CAPITULO I.
En este primer capítulo abordaremos los conceptos primarios para poder entender el desarrollo
del trabajo, encontraremos conceptos como que es un lug, qué importancia tiene la fatiga dentro de los
materiales de los que están hechas las sujeciones de una aeronave, que son las herramientas de CAD y
CAE y como es que serán implementadas para poder modelar y resolver por fatiga el mecanismo antes
citado.
CAPITULO II.
En este capítulo encontraremos de una manera descriptiva la forma de obtener las cargas que
actúan sobre el ala, la distribución de la carga que actúa sobre los largueros del ala y el momento
flector total sobre la raíz. Además de dar una breve introducción de las principales fuerzas que actúen
sobre una aeronave que se encuentra el vuelo, que es el momento flector, y el factor de carga.
CAPITULO III.
Este capítulo muestra la forma en que se lleva a cabo el modelado de la pieza a analizar, en
manera de tutorial, donde empezamos con la descripción básica de algunas herramientas que
utilizaremos del software de diseño, además cada imagen mostrada estará detallada por información de
que es lo que se está haciendo.
CAPITULO IV.
Se muestran los pasos a seguir para poder llevar a cabo un análisis por fatiga sobre la unión ala-
fuselaje, utilizando Ansys-Workbench con el módulo ncode. También los resultados obtenidos durante
el análisis.
CAPITULO V.
Se muestran algunas mejoras dentro del diseño mostrado en el capítulo III y los nuevos
resultados aplicando estas mejoras en el análisis por fatiga y así lograr para ver la optimización del
mismo.
8
CAPÍTULO I: MARCO TEÓRICO.
Una de las zonas más críticas en el diseño de un avión es la zona de unión ala-fuselaje,
especialmente debido a los esfuerzos que tiene que soportar el ala y a la fatiga que en toda esa zona
esos esfuerzos producen.
1.1. ¿QUE SON LOS 'LUGS' Y CUÁL ES SU IMPORTANCIA?
Los lugs son elementos estructurales de sujeción primarios en la estructura del avión que son
ampliamente usados en la conexión de diferentes componentes. Por ejemplo los accesorios del soporte
del motor, el acoplamiento ala fuselaje y las conexiones del tren de aterrizaje, estas son algunas de la
aplicaciones típicas donde los pueden ser encontrados.
Los lugs son de suma importancia dentro de un avión y aunque pueden parecer una geometría
simple, si sobre el lug se presenta una fractura debido a la fatiga o hay puntos donde existan una gran
concentración de esfuerzos puede poner en riesgo la integridad estructural de la aeronave ya que cabe
mencionar este tipo de sujeciones son muy propensas a la falla por fatiga y así conducir a una
catástrofe. Es por eso que es de gran importancia el análisis y estudio de dicha componente ya que
haciendo esto se puede determinar la vida útil de la pieza y así evitar o prever las posibles fallas en el
material, hoy en día con los avances tecnológicos y las herramientas CAE existentes podemos
determinar por simulaciones computacionales estos factores que nos ayudan a darnos una aproximación
al comportamiento real de la componente.
Dentro de la estructura de una aeronave los componentes críticos mayormente expuestos a
fractura 4 son el soporte de unión ala-fuselaje, y las consecuencias de una falla estructural en esta zona
pueden resultar en catástrofe, tanto así que pueden llegar a ocasionar el desprendimiento del ala del
fuselaje en la aeronave. Es por eso la importancia de establecer y considerar adecuadamente los
criterios en el diseño y los métodos de análisis para garantizar un factor de seguridad adecuado para
este tipo de sujeción independientemente de los procedimientos de mantenimiento a los que deben ser
sometidas las aeronaves para detectar fracturas.
Algunas de las ventajas que nos ofrecen los lugs son las siguientes:
1) Geometría simple.
2) Pueden estar en varias posiciones y diferentes sistemas de una aeronave.
3) Son fáciles de ensamblar.
(Sriranga B.k, 03 May-2014 )
4 Es la separación o fragmentación de un sólido bajo la acción de una carga externa, a través de un proceso de creación de nuevas superficies, las superficies de fractura.
9
1.2. CARGAS QUE ACTÚAN SOBRE EL LUG DE LA UNIÓN ALA FUSELAJE
Las cargas que debe soportar la componente estructural son aquellas que se producen en el
arranque del ala en la unión ala-fuselaje, entonces simplificando e idealizando el sistema las cargas en
la semiala son soportadas por los largueros o vigas principales de las alas, realizando estas el
movimiento de flexión producido por la resultante del levantamiento y arrastre, la cual genera un
momento de flexión máximo en la raíz del ala donde se unen las componentes ala-fuselaje, más
adelante se presentará y desarrollará detalladamente para nuestro caso de estudio la determinación de
las cargas que actúan en el empotre siguiendo la metodología presentada por Sriranga B.k, Kumar .R
en su artículo "Stress analysis and fatigue life prediction of wing- fuselage lug joint attachment bracket
of a transport aircraft".
1.3. PROPIEDADES DE LOS MATERIALES UTILIZADOS PARA LOS LUGS.
Entre los materiales más comunes del cual se fabrican los lugs en la unión ala fuselaje se encuentran:
Tabla 1.3. 1 Propiedades Mecánicas de Materiales
MATERIAL PROPIEDADES MECÁNICAS BÁSICAS.
Aleación de acero AISI-4340
2. Coeficiente de Poisson, μ = 0.3
3. Resistencia límite, σu = 1530 MPa
Acero alta resistencia 30 HGSA
((0.32C; 0.9Mn; 1.1Si; 0.9Cr; 0.3Ni)
1. Módulo de Young, E = 210 000 MPa
2. Coeficiente de Poisson, μ = 0.3
3. Resistencia límite, σu = 1 200 MPa
Acero AISI -4130
2. Coeficiente de Poisson, μ = 0.29
3. Resistencia límite, σu = 560 MPa
AL7050-T7451
2. Coeficiente de Poisson, μ = 0.33
3. Resistencia límite, σu = 510.4 MPa
Aleación 7075-T651 (Al–Zn–Mg)
1. Módulo de Young, E = 71 600 MPa
2. Coeficiente de Poisson, μ = 0.33
3. Resistencia límite, σu = 572 MPa
Aluminio 2024-T351
2. Coeficiente de Poisson, μ = 0.3
3. Resistencia límite, σu = 485 MPa
10
La selección adecuada del material es importante ya que van afectar nuestro diseño influyendo y
diversos factores como densidad (peso), rigidez (Modulo de Young), Resistencia (Resistencia ultima y
de cedencia), durabilidad (fatiga), por lo que de los materiales en la tabla x podemos seleccionar el que
más se adecue a nuestras necesidades así como limitaciones o requerimientos de diseño en cuanto peso
del material o incluso en algunos casos nos podemos ver limitados en cuanto a presupuesto en
cuestiones económicas, pero no está por demás probar con diferentes materiales en el proceso de
análisis CAE para ir buscando vías de optimización en el diseño y elegir el que nos brinde una mayor
integridad en nuestra estructura y su comportamiento sea el adecuado.
1.4. DISEÑO POR RESISTENCIA A LA FATIGA
Existen muchos casos dentro de la industria aeronáutica donde se presentan fallas bajo la
acción de esfuerzos repetidos o fluctuantes en los diferentes elementos estructurales de una aeronave,
los lugs son uno de los componentes estructurales que están sometidos a esfuerzos constantes debido al
movimiento del ala, la característica más notable de estas fallas ha sido que los esfuerzos se repitieron
muchas veces, y ha esto es a lo que se le denomina falla por fatiga.
Comúnmente una falla por fatiga se presenta cuando sobre el material se forma una pequeña
grieta (microscópica), esto quiere decir que no es posible percibirla a simple vista y es complicado
localizarla por inspección con magnaflux o con rayos x.
La grieta se desarrolla en un punto de discontinuidad en el material, por ejemplo en un cambia
de la sección transversal, un orificio, en un remache, etc.
Una vez que se forma una grieta, el efecto de concentración de esfuerzo se hace mayor y se
extiende con mayor rapidez en nuestro material. Como el área esforzada va disminuyendo su tamaño,
el esfuerzo va aumentando en magnitud hasta que finalmente, el área restante falla de repente. En
consecuencia, las fallas por fatiga se caracterizan por dos áreas distintas, la primera se debe al
desarrollo progresivo de la grieta, en tanto que la segunda se origina en la ruptura repentina, la zona
tiene un aspecto muy parecido al de la fractura de un material frágil como el hierro colado, que ha
fallado por tensión.
Como para el diseño de cualquier componente aeronáutica es necesario apegarse a una
normativa de diseño como lo es las FAR de la FAA, para nuestro caso de estudio nos apegaremos a las
FAR 23 específicamente las adjuntas en la sección de ANEXOS de la presente investigación.
1.4.1. DEFINICIÓN
El daño por fatiga es la iniciación y/o propagación de una grieta bajo cargas fluctuantes, la
componente parece perder resistencia después de la aplicación de cargas múltiples (es decir aparenta
estar agotada, y es lo que se conoce como 'fatiga'). Las grietas son causadas por deformaciones
plásticas cíclicas en áreas específicas. Casi todas las componentes estructurales en aeronaves están
11
sujetas a algún tipo de carga repetida o variante. El daño por fatiga es acumulable e irrecuperable por lo
que las fallas catastróficas suelen ocurrir sin advertencia alguna. Cabe mencionar que la falla por fatiga
ocurre después de cargas repetidas aunque los esfuerzos sean bajos.
1.4.2. ETAPAS DE LA FRACTURA POR FATIGA:
El fenómeno de falla por fatiga es comúnmente clasificado en 3 etapas, y la vida pro fatiga se define
por:
1. Inicio de la grieta. El inicio de grietas son defectos microscópicos sobre la superficie y crean
persistentes bandas de deslizamiento que se propagan en dirección del máximo esfuerzo
cortante.
2. Propagación estable de la grieta. La formación de la grieta causa concentración de esfuerzos
locales en la punta de la grieta, podemos observar físicamente a la grieta más grande comparada
a la microestructura del material, el crecimiento de la grieta ocurre sobre planos que están
orientados perpendicularmente al rango máximo de esfuerzos principales. Hay que tener en
cuenta que no todas las grietas que se generan necesariamente crecen sobre nuestro material,
existen ocasiones donde las gritas que aparecen no tienen la suficiente energía para propagarse a
través de las barreras de grano del material, sin embargo un esfuerzo cíclico grande puede
iniciar la propagación
3. Fractura rápida.
(ANSYS, April 2013)
1.5.1. DISEÑO ASISTIDO POR COMPUTADORA (CAD).
Es el uso de programas computacionales para crear representaciones graficas de objetos físicos
en dos o tres dimensiones (2D o 3D). Algunos software CAD se especializan en aplicaciones
específicas. El software CAD es ampliamente usado para animación por computadora, efectos
especiales, publicidad y otras aplicaciones específicas donde el diseño gráfico es el producto final. Por
otro lado también el CAD es también usado en procesos de ingeniería para crear diseños conceptuales,
planos de ingeniería, hacer análisis dinámicos de ensambles, permitiendo al ingeniero a analizar las
variantes de diseño interactivo y automáticamente para encontrar el diseño óptimo para manufactura
minimizando el uso de prototipos físicos.
Beneficios del software CAD.
Incrementa la productividad.
Mejor visualización del producto final, y sub-ensambles,
Acelera el proceso de diseño.
Reducción de errores.
1.5.2. INGENIERÍA ASISTIDA POR COMPUTADORA (CAE).
Es el uso de programas computacionales para asistir en las tareas de análisis en ingeniería
(estructural, térmico, fluidos, dinámicos, etc.) incluyendo Análisis por elemento finito (FEA),
Dinámica de Fluidos Computacional (CFD), Multibody Dynamics (MBD), además de desempeñar
tareas de optimización, validación y simulación de productos, procesos, sistemas, componentes y
ensambles. En general, existen tres fases en cualquier tarea CAE.
1. Pre-processing: Se define el modelo (geometría), restricciones, cargas, propiedades etc.
2. Solver: La computadora realiza el análisis usando modelos matemáticos predeterminados.
3. Post-Processing: Utilizando herramientas de visualización se presentan los resultados.
13
Reducción de costo y tiempo en desarrollo de producto.
Los diseños pueden ser evaluados usando simulaciones computacionales en lugar de
pruebas en prototipos físicos, ahorrando tiempo y dinero.
Como podemos ver este tipo de herramientas son de gran utilidad para los ingenieros, sin
embargo cabe señalar no hay que hacernos dependientes de estas ya que siempre será necesario validar
los resultados por algún otro método siendo el más común el experimental.
1.6. ANÁLISIS POR FATIGA (CAE).
CAE puede predecir el daño por fatiga en un entorno virtual, permitiendo que las simulaciones
puedan ser realizadas durante la fase de diseño.
Fig. 1.6. 1 Proceso para el Análisis por fatiga
En la figura se puede apreciar un diagrama a bloques que muestra de manera general el proceso
para el análisis por fatiga en un diseño, los bloques en azul marino nos muestran el proceso CAE el
cual como se puede apreciar consiste en un proceso de diseño iterativo rediseñando y optimizando el
diseño a base a los resultados obtenidos, los cuales a su vez tiene que tener correlación con las pruebas
físicas experimentales del prototipo para así validar y sustentar los resultados obtenidos por CAE.
Al igual que cualquier otro proceso CAE para el análisis por fatiga se cumplen las tres fases
(Pre-proceso, Solver, Post-poceso) en la aplicación de esta herramienta:
14
Fig. 1.6. 2 Fases que se cumplen para el Análisis por Fatiga
En nuestro caso en particular usaremos ANSYS nCode DesignLife para el análisis por fatiga
donde estrictamente siguen y se apegan al proceso de la figura donde el proceso de análisis de fatiga
CAE se describe en 5 pasos básicos.
I. Pre-Proceso.
FE Input:
Se importan las propiedades y resultados de un análisis estructural previo de elemento
finito al modelo o ambiente de fatiga (Ansys WB → nCode DesigLife).
Material Mapping:
Load Mapping:
Convierte los resultados de elemento finito en historiales esfuerzos/deformaciones,
usando ciclos de trabajo que son la combinación de cargas consecutivas y repetidas,
para mapear las cargas se pueden usar y combinar cualquiera de los siguientes 3
métodos.
Asume ciclos de los esfuerzos/deformaciones de elemento finito entre valores
mínimos y máximos usando una superposición lineal. Es la forma más simple de
mapear ya que se visualiza mediante una curva senoidal relacionando linealmente
esfuerzos/deformaciones y cargas
15
Los mapeados de carga más comunes son cuando la amplitud o rango va de 1 a -1 lo
que significa una carga totalmente alternante o de 0 a 1
Fig. 1.6. 3 Curvas Senoidales de Mapeado de Carga "Fully Reversed" & "Zero to Maximum"
Series de Tiempo:
Este método acopla de los resultados de elemento finito con los canales de carga
para generar históricos de esfuerzos/deformaciones, al igual que el anterior mediante
una superposición lineal. Este método considera múltiples factores, es similar al de
amplitud constante excepto que toma ciclos de esfuerzos entre múltiples valores
mínimos y máximos.
Fig. 1.6. 4 Serie de Tiempo de los Canales de Carga
Tiempo Escalón:
Directamente utiliza los resultados esfuerzos/deformaciones obtenidos en el análisis
de elemento finito para ser usados en el análisis de fatiga
II. Solver.
Análisis de fatiga CAE. La computadora resuelve el modelo con los parámetros
establecidos mediante los modelos matemáticos del programa.
16
III. Post-Proceso.
Fatigue Results Display. Se muestran visualmente sobre el modelo 3D los resultados o
en tablas para un análisis de resultados.
La ventaja de usar CAE en este tipo de análisis es que las pruebas experimentales de fatiga
tienen ciertas limitaciones como:
Las pruebas reales son difíciles o imposibles de lograr.
Son lentas y costosas.
Requieren interpretación estadística.
Existen dos enfoques o métodos básicos para realizar análisis de durabilidad en CAE:
Enfoque de fatiga: Que a su vez se divide en
o Stress Life (SN). Usa esfuerzos elásticos.
o Strain Life (EN). Usa deformaciones tanto plásticas como elásticas.
Mecánica de la fractura: También conocido como crack-groth o crack-life method.
1.6.1. ENFOQUES STRESS-LIFE (SN)
Este método utiliza los esfuerzos elásticamente calculados y los esfuerzos v.s. las curvas de
ciclo de falla por fatiga (S-N Curves) asumiendo que los esfuerzos fluctuantes conducen al daño por
fatiga, además de que se limita y aplica solamente a altos ciclos de fatiga (mayor a 100 000 ciclos para
metales dúctiles).
Las curvas S-N (Wohler fatigue curves) son gráficas de esfuerzos elásticos v.s. total de ciclos a
falla, usualmente son gráficos en escala logarítmica (log-log) en la cual:
-S (eje Y): Amplitud completa de esfuerzos o rango de esfuerzos alternantes.
-N (eje X): Ciclos totales a la falla (iniciación y propagación).
Estas gráficas son obtenidas de pruebas experimentales en materiales o componentes con
geometrías o características específicas y así poder determinar el comportamiento bajo fatiga de un
material en específico. Un software CAE generalmente sigue los siguientes pasos para realizar un
análisis SN.
17
Fig. 1.6.1. 1 Pasos para un Análisis SN mediante un software CAE
1.6.2. ENFOQUE STRAIN-LIFE (EN).
Este método evalúa el daño por fatiga utilizando los rangos cíclicos de deformaciones elásticas
y plásticas y la ecuación de relación deformación-vida (Strain-Life Relationship Equation), asumiendo
que las deformaciones plásticas locales conducen a la fatiga, este método es aplicable a ciclos de fatiga
bajos y altos. Además de que predice la iniciación de la grieta. Este tipo de análisis es muy común
encontrarlo en aplicaciones CAE ya que es difícil su implementación en cálculos a mano. Al igual que
el SN un ambiente CAE se basa en los siguientes pasos:
Fig. 1.6.2. 1 Pasos para evaluar el daño por Fatiga en un ambiente CAE
Los cálculos de fatiga son mucho menos precisos que los cálculos de resistencia ya que:
Es un fenómeno estadístico y no determinista.
Se basa en reglas empíricas.
Se asumen típicamente grandes valores de factor de seguridad (FS 10) para asegurar la
seguridad del diseño. (CAE puede manejar valores más pequeños de FS).
18
1.6.3. ENFOQUE "CRACK-LIFE".
Este método utiliza los parámetros de la mecánica de la fractura para predecir la propagación de
la falla bajo un servicio cíclico. Típicamente usando la ley de Paris ( ) para relacionar los
parámetros de la mecánica de la fractura a una tasa de crecimiento de la grieta.
Usualmente es usado para establecer intervalos de inspección (número de ciclos requeridos) basándose
en la tasa de propagación de la grieta.
Por lo que una vez mencionadas las consideraciones que cada bloque o método conlleva, de
manera general el diagrama de flujo del análisis de durabilidad CAE se puede apreciar en la figura X.
Fig. 1.6.3. 1 Diagrama del Análisis de Durabilidad mediante Software CAE
19
FUSELAJE.
2.1. CÁLCULO DE LAS CARGAS SOBRE EL EMPOTRE ALA-FUSELAJE
Para fines prácticos nos enfocaremos únicamente al análisis de las componentes en la sujeción
(lugs), para lo que para determinar las cargas que actúan en el empotre seguiremos la metodología
presentada por Sriranga B.k, Kumar .R en su artículo "Stress analysis and fatigue life prediction of
wing- fuselage lug joint attachment bracket of a transport aircraft", que es una metodología
aproximada, simplificada e idealizada usada en etapas de diseño o desarrollo conceptual, sabiendo que
para obtener resultados más exactos y con el uso de las herramientas computacionales hoy en día
podemos ir heredando resultados y propiedades como lo sería de un análisis CFD a un estructural.
La configuración en la unión ala-fuselaje a analizar para nuestro caso en particular, es la
mostrada en la figura, donde hay dos puntos de sujeción (uno inferior y uno superior) por cada larguero
o viga, en la figura se muestra solamente una viga pero cabe mencionar que en nuestro caso en
particular cuenta con 2 largueros y es importante destacar esto ya que más adelante la distribución de la
carga se hace en base al número de vigas o largueros a lo largo del ala.
Fig. 2.1. 1 Configuración de la unión Ala- Fuselaje.
20
Entonces previamente justificada el uso de esta metodología, para nuestra aeronave se tiene:
1. Categoría de la aeronave:
Aeronave Comercial 6 pasajeros (Beechcraft Baron)
2. Peso Total de la aeronave:
3. Factor de carga considerado en el diseño:
4. Carga límite de diseño en la estructura:
5. Carga ultima de diseño (F.S.=1.5):
6. Distribución del levantamiento sobre el ala:
7. Carga total actuando sobre el ala:
8. Carga actuante en cada semi-ala:
9. Número de largueros en el ala:
Tabla 2.1. 1 Distribución de Carga en los largueros
Larguero Distribución de Carga Posición
1 55 % Sujeción Frontal (Más cercana al borde de ataque)
2 45% Sujeción trasera (Más cercana al borde de salida)
NOTA: Para nuestro análisis es suficiente con analizar la sujeción que más distribución de carga
concentra, ya que si el diseño soporta esta carga el de menor distribución no tendrá ningún problema.
21
10. Carga actuante sobre el larguero:
11. Carga actuante en el larguero:
12. Brazo de Palanca F. Res. Aerodinámica: Distancia de la resultante de la carga sobre la semi-
envergadura al empotre del ala:
Posición de la CAM a lo largo de la envergadura = 1.40 m
13. Momento Flector total en la raíz:
(22463.6247 N)( 1.40 m) = 31 449.1N*m
14. Longitud al punto de aplicación sobre la viga considerado para el análisis. 0.30 m
Nota: Se consideró esta longitud ya que el sistema de sujeción mide esta distancia.
15. Finalmente, la carga puntual que se usara en el análisis CAE será
F=33695.4 N*m/0.30= 104 830N
2.2. FACTOR DE CARGA.
Es la carga que actúa sobre la estructura del avión como múltiplo de la aceleración de la
gravedad, o sea, una medida del valor de la fuerza aerodinámica cuando se toma como unidad el peso
de la aeronave; en el caso de un vuelo horizontal y rectilíneo, el factor de carga normal sería uno. Por
ejemplo, si se dice que un avión ha estado sometido a un factor de carga 3 g su estructura ha sufrido
una carga tres veces superior a la de su propio peso, que es el caso que consideramos anteriormente
para establecer los cálculos.
Un factor importante es la duración del desequilibrio de las cargas, así, las debidas a maniobras,
suelen tener más duración que las producidas por rachas de viento combatiente, que son las que
producen más elevados factores de carga.
Otro dato importante en cuanto al valor del factor de carga vendrá dado por el destino que se le
va a dar a la aeronave, ya que para la aviación militar regularmente se sobrepasa el 8.5 o 9 y para la
aviación comercial de transporte de carga y pasajeros el factor de carga está entre valores de 2.5 a 3, el
resto de las utilizaciones de las aeronaves se mantienen entre estos dos grupos de valores.
22
2.3. MOMENTO FLECTOR.
El momento flector es el par tracción-compresión que se genera en un elemento estructural cuando éste
es sometido a momentos flectores (esfuerzos de flexión).
Fig. 2.3. 1 Fibras a compresión y a tracción separadas por el eje neutro
El eje neutro separa las fibras sometidas a tracción de las fibras sometidas a compresión.
Se puede suponer que un elemento estructural está conformado por una serie innumerable de fibras
longitudinales que se acortan o se alargan según se encuentren sometidas a fuerzas de compresión o de
tracción, respectivamente.
Fig. 2.3. 2 Comportamiento de la fibras a tracción y compresión
2.4. FUERZAS QUE ACTÚAN SOBRE EL AVIÓN EN VUELO
Las cuatro fuerzas que actúan sobre un avión en vuelo son:
Levantamiento
Peso de la aeronave
El levantamiento es perpendicular al viento relativo es una componente vertical de la fuerza
aerodinámica del aire sobre el ala, y se aplica sobre el centro de presiones o aerodinámico. La fuerza de
levantamiento equilibra en todo momento al peso del avión, ya sea en vuelo horizontal o bien en
maniobras en las que aumenta el factor de carga, tales como virajes ceñidos con una fuerza centrífuga
importante, recuperaciones de picados con el piloto y el avión sometido a varios g, etc.
23
El empuje es proporcionado por el motor y equilibra la resistencia inducida y la parasita.
El peso del avión es compensado por la sustentación y está sometida a la atracción de la tierra.
Fig. 2.4. 1 Fuerzas Aerodinámicas
La resistencia aerodinámica es la componente horizontal de la fuerza aerodinámica. Se compone de la
resistencia inducida por el ala debido a la sustentación y de las llamadas resistencias parasitas
originadas por los demás componentes del avión (fuselaje, superficies de control, tren de aterrizaje,
etc.) en sus movimientos a través del aire.
Fig. 2.4. 2 Resistencia Inducida
La resistencia disminuye cuando la velocidad aumenta ya que el ala disminuye proporcionalmente su
ángulo de ataque. La resistencia parasita aumenta proporcionalmente al cuadrado de la velocidad.
El avión durante el vuelo tiende continuamente al equilibrio entre estas fuerzas.
24
FUSELAJE.
La selección de un software CAD para el modelado y ensamble de componentes se determina a partir
de diversos factores ya que hoy en día existe una gran variedad de software en el mercado como los es
SolidWorks, CATIA, NX, Inventor etc. cada uno de estos software se distingue del otro teniendo
ventajas y desventajas, facilidades en herramientas o unos son más enfocados a ciertas industrias sin
embargo también se consideran factores como disponibilidad del software, precio, compatibilidad o
simplemente preferencia del usuario. Sin embargo todos se basan en el objetivo de conceptualizar y
digitalizar tridimensionalmente una componente en un ambiente CAD en el cual podemos ir de la
componente más simple hasta ensamblar y modelar el sistema más complejo ayudándonos a ir viendo
interacciones e interferencias entre sistemas, sub sistemas y componentes todo en un ambiente
computarizado sin manufacturar ni ensamblar físicamente el modelo, además de que el mismo CAD
nos ayudará a hacer futuros análisis por computadora como lo son los análisis CAE. Por disponibilidad
y la compatibilidad que ofrece SolidWorks con ANSYS Workbench en su interfaz, nosotros
modelamos en SW.
3.1. SOFTWARE SOLIDWORKS.
El software CAD SolidWorks es una aplicación de automatización de diseño mecánico que les permite
a los diseñadores croquizar ideas con rapidez, experimentar con operaciones y cotas, y producir
modelos y dibujos detallados.
3.2. CONCEPTOS.
Las piezas son los bloques de construcción básicos en SolidWorks. Los ensamblajes contienen piezas u
otros ensamblajes, denominados sub-ensamblajes. Un modelo de SolidWorks consta de geometría en
3D que define sus aristas, caras y superficies. SolidWorks le permite diseñar modelos de forma rápida y
precisa. Los modelos de SolidWorks:
• Están definidos por un diseño modelado en 3D
• Se basan en componentes
Diseño en 3D.
SolidWorks emplea un procedimiento de diseño en 3D. Al diseñar una pieza, desde el croquis
inicial hasta el resultado final, está creando un modelo en 3D. A partir de este modelo, puede
crear dibujos en 2D o componentes de relaciones de posición que consten de piezas o
subensamblajes para crear ensamblajes en 3D. También puede crear dibujos en 2D a partir de
los ensamblajes en 3D. Cuando diseñe un modelo con SolidWorks, puede visualizarlo en tres
dimensiones para ver su aspecto una vez fabricado.
Proceso de Diseño.
El proceso de diseño suele componerse de las siguientes fases:
• Identificación de los requisitos del modelo.
• Conceptualización del modelo en función de las necesidades identificadas.
• Desarrollo del modelo según los conceptos. •
Análisis del modelo.
• Construcción del modelo.
Método de Diseño.
Antes de diseñar el modelo propiamente dicho, es conveniente planear un método de creación
del modelo.
Croquis.
En cuanto haya identificado las necesidades y aislado los conceptos adecuados, puede empezar
a desarrollar el modelo: Cree los croquis y decida cómo desea acotar y dónde se aplicarán
relaciones de posición.
Operaciones.
Cabe señalar que SW maneja las operaciones de dos tipos, operaciones croquizadas y
operaciones aplicadas, las operaciones croquizadas son aquellas que parten de un Sketch o
croquiz extrusiones, revoluciones, cortes etc. y las operaciones aplicadas son aquellas que se
aplican directamente al sólido como chaflanes, redondeos o usando las herramientas de barreno
etc.
26
Ensamblajes.
Seleccione los componentes que tendrán una relación de posición y los tipos de relaciones de
posición a aplicar.
Puede combinar varias piezas que encajen con el fin de crear ensamblajes. Las piezas se
integran en un ensamblaje mediante Relaciones de posición, como por ejemplo las Concéntricas
y las Coincidentes. Las relaciones de posición definen la dirección permitida de movimiento de
los componentes.
Con herramientas como Mover componente o Girar componente, puede ver cómo funcionan las
piezas de un ensamblaje en un contexto en 3D. Para asegurarse de que el ensamblaje funcione
correctamente, puede utilizar herramientas de ensamblaje como Detección de colisión.
Detección de colisión le permite detectar las colisiones con otros componentes que pudieran
producirse al mover o girar un componente.
3.3. MODELADO DE PIEZAS.
Cabe señalar que para el CAD que estamos haciendo estamos discretizando el ensamble, es decir
idealizando su comportamiento para el análisis CAE, es por eso que de alguna manera no se van a
mostrar algunos sólidos o componentes completos por ejemplo los lugs del fuselaje se van a ver solo
estas geometrías pero sabemos que son parte de las cuadernas del fuselaje sin embargo esta no es
necesario modelarla de momento o la viga que en lugar de estar dibujada completa solo modelamos la
parte de nuestro interés, esto para ahorrar tiempo en etapas de diseño iniciales como la conceptual que
compete a nuestro trabajo.
3.3.1. LUGS FUSELAJE.
Como se puede apreciar en la imagen los lugs del fuselaje están basados en una operación croquizada
comenzando con un sketch (croquis 1) que esta trazado sobre un plano de referencia, la selección del
plano de referencia depende de nuestro sistema coordenado global que nos facilite en un futuro el
ensamble de la componente, en el croquis 1 se trazó la sección transversal de los lugs superior e
inferior de nuestra sujeción ya que hay que considerar dos cosas, primero se puede obtener el mismo
solido deseado de distintas formas pero hay que seleccionar la que represente menos operaciones y
segundo el diseño siempre requerirá de cambios en las dimensiones o geometría ya sea por
optimización de diseño o rediseño después del análisis CAE de aquí cabe señalar que un sketch o
croquis siempre se debe restringir o definir completamente estas restricciones pueden ser de posición
(paralelismo, concentricidad, coincidencia, perpendicularidad etc.) o de dimensión (longitud, radio,
diámetro, ángulo etc.) de manera adecuada para sus futuros cambios hoy en día los software CAD
ayudan al usuario a identificar visualmente cuando un sketch está definido completamente una vez
explicado esto, entonces del croquis 1 que está definido completamente se procedió a hacer la extrusión
27
del perfil tomando el plano del sketch como plano medio es decir se hará la extrusión hacia ambas
direcciones del plano definido de igual manera haciendo esto para facilitar los posibles cambios a
futuro y finalmente se hicieron operaciones de redondeo en las aristas por estética y disminución de
esfuerzos.
28
3.3.2. LUGS ALA.
Entonces considerando y tomando como regla de diseño de aquí en adelante que un croquis debe estar
completamente definido por restricciones de posición, dimensión o ambas, y que se deben considerar
cambios de dimensiones o geometría a futuro las componentes subsecuentes están diseñadas bajo estos
principios y de aquí en adelante solo se procederá a explicar el modelado y orden de las operaciones
que así mismo puede observarse en el árbol de proceso que cabe señalar es una herramienta muy útil
dentro de la interfaz en cualquier ambiente de diseño CAD y CAE. Entonces las dimensiones se pueden
consultar con mayor detalle en los draftings o planos de cada componente en los anexos del presente
trabajo.
Como se puede apreciar en la imagen la componente del lug que va sujeta al ala de la aeronave, su
geometría básica o robusta se basa a partir de 3 sketches, el croquis1 que nos define lo que es la
agarradera con su barreno así mismo a partir de este se procede a una extrusión de plano medio, luego
viene lo que es el croquis 2 que es el cuerpo de la componente para darle sujeción a la viga del ala
como se puede observar este está dibujado en otro plano de la misma manera se hace una operación de
extrusión al croquis 2, el ultimo sketch el croquis 3 define un perfil de corte para dar la geometría
deseada ya que el croquis 2 se extiende como un prisma, finalmente se hacen las operaciones de
redondeo que en este caso es necesario hacerlas individualmente ya que tenemos diferentes radios de
redondeo en las aristas.
Croquis1
Croquis2
Croquis3
29
3.3.3. VIGA PRINCIPAL.
El modelado de la viga es más sencillo se procedió a dibujar el perfil de la sección transversal de la
viga extrayendo el croquis 1 estableciendo los límites de inicio y fin de la extrusión, aquí se hizo
primero el redondeo pero como sugerencia es mejor dejar redondeos y chaflanes al final sin embargo
no afecto a nuestro diseño pero esto podría representar algún problema si se requiriera algún cambio, el
croquis 3 representa el perfil de corte que se le hace a la viga en forma de arco, cabe señalar que estas
geometrías son las finales propuestas en nuestro diseño ya que se hizo un proceso de diseño iterativo en
el cual definimos estas geometrías en las componentes como las ideales es por eso que este corte fue
una necesidad del diseño ya que concentraba mucho esfuerzo en esta zona. Finalmente se procedió a
los redondeos interiores.
Croquis1
Croquis3
30
3.3.4. PERNO.
El perno se modelo de la manera más sencilla a como trabajara en el ensamble ya que de momento solo
nos interesa el comportamiento de los lugs y no tanto a al perno, solo se idealizo como un cilindro que
actúa como pasador en los lugs, entonces como se puede observar se hizo un sketch con el diámetro
requerido y se procedió a hacer una extrusión por plano medio.
Fig. 3.3.4. 1 Perno de sujeción
3.3.5. ENSAMBLE.
El ensamble de nuestro diseño está compuesto por siete componentes y cómo podemos observar solo
fue necesario modelar 4 componentes, esto es muy común ya que muchas veces el diseño de una
componente es usado en el mismo ensamble varias veces sucede mucho con pernos, tornillos, tuercas y
otras componentes donde haya simetría en el diseño, entonces el diseño se ensamblo y quedo como en
la siguiente imagen.
31
Pero al igual que los sketches se definen o restringen, al ensamblar componentes es necesario hacer lo
mismo es decir estas deben estar restringidas con base a cómo interactúan con las otras componentes
normalmente estas restricciones se hacen en las zonas de contacto entre componentes, a continuación
podemos observar las restricciones que se hicieron al ensamblar nuestro diseño en el árbol de proceso.
Fig. 3.3.5. 2 Restricciones necesarias en el ensamblaje
Fig. 3.3.5. 3 Zonas restringidas de contacto en el ensamble final
32
3.3.6. INTERFAZ SW-ANSYS WORKBECH.
El proceso que conlleva pasar de un ambiente CAD a una CAE es normalmente exportar el CAD en
formatos de compatibilidad entre software como el IGES o el STEP e importar estos desde el ambiente
CAE, sin embargo las versiones recientes de ANSYS permiten una interfaz de compatibilidad con
algunos software como SW, NX, Pro-Engineer por ejemplo sin hacer las exportaciones e importaciones
previas, es decir dentro de la interfaz del CAD podemos encontrar un menú directamente con un acceso
directo a ANSYS Workbench y al hacer clic con nuestra geometría o ensamble abierto nos manda
directamente al ambiente CAE que en este caso es ANSYS conservando nuestras restricciones de
contacto en el ensamble definidas en SW, y así una gran ventaja de esta herramienta es que nos ahorra
mucho tiempo en importaciones y exportación de archivos además de que si modificamos alguna
componente del diseño en el CAD, este se actualiza en el ensamble y así mismo si ya tenemos
vinculado el proyecto de ANSYS con el CAD simplemente basta con hacer clic en el botón de
actualizar desde CAD en ANSYS se actualiza la geometría en el ambiente CAE, y de la misma manera
si ya se tienen definidos las condiciones de pre y post proceso actualizamos todo el proyecto y el
software vuelve a resolver el sistema.
Fig. 3.3.6. 1 Interfaz CAD-CAE
33
ALA-FUSELAJE CON ANSYS -WORKBENCH.
Como se ha presentado a lo largo de este trabajo, para realizar un análisis de fatiga es necesario hacer
primero un análisis estructural de esfuerzos-deformaciones ya que con base a estos resultados se parte
para el análisis de fatiga, por lo que el análisis CAE para nuestro diseño lo dividiremos en dos partes, la
primera parte se encargara del análisis estático estructural donde se analizarán esfuerzos,
deformaciones y otras opciones que nos ayudan a determinar el comportamiento de nuestro diseño y la
segunda parte que se enfocara al análisis del diseño considerando la fatiga, para esto usaremos el
módulo de nCode DesignLife que está dentro del mismo ANSYS.
4.1. ANÁLISIS ESTÁTICO ESTRUCTURAL.
En el capítulo anterior se explicó cómo pasar del ambiente CAD al CAE mediante la herramienta
previa mencionada por lo que una vez hecho el procedimiento en ANSYS Workbench nos debe
aparecer la tabla A de Geometría dentro de nuestro proyecto como se muestra en la imagen con un
símbolo de SW lo cual indica que es una geometría vinculada, entonces requerimos de un análisis
estructural estático por lo que es necesario insertarlo a nuestro proyecto (tabla B) en el cual debemos
establecer cada uno de los puntos que se van requiriendo.
De entrada debemos relacionar la geometría de la tabla A al análisis estático de la tabla B simplemente
seleccionando la geometría y arrastrándola al punto "3 Geometry" de la tabla B para que quede
vinculada la geometría a ese análisis.
Fig. 4.1. 1 Vinculación mediante la geometría
34
Ahora debemos definir los materiales que se van a usar en el análisis para esto se hace en el
"Engineering Data" por lo que haciendo doble clic podemos acceder a las librerías de materiales de
ANSYS, aquí un punto importante debemos abrir e importar la librería del nCode ya que los materiales
definidos dentro de esta librería contienen todas las tablas, parámetros y datos que se requieren dentro
de un análisis de fatiga y si definimos un material de otra librería puede que nos ocasione problemas a
la hora de resolver por eso como sugerencia es mejor tomar el material de la librería de nCode desde un
principio para el análisis estático.
Fig. 4.1. 2 Librería de materiales ncode
Entonces una vez abierta la librería agregaremos los materiales "Aluminio 7175-T73" y "Acero AISI
1020" a nuestro proyecto actual y como podemos ver en las imágenes a continuación las propiedades
del material son muy completas en comparación si tomamos un material de la librería por default
asegurando que al usar nCode DesignLife no habrá problemas con el material:
Fig. 4.1. 3 Propiedades del Aluminio 7175-T73
35
Fig. 4.1. 4 Propiedades del Acero AISI 1020
Una vez agregados los materiales al proyecto, salimos del "Engineering Data" y ya vinculada la
geometría hay que revisar que la importación haya sido correcta por lo que en el "Project Schematic"
hacemos doble clic sobre la fila de "Geometry" de la tabla B y nos deberá aparecer la geometría como
la teníamos en el CAD además podemos corroborar en el árbol de proceso que estén todas las
componentes de nuestro diseño.
36
Lo que sigue es ir al punto "4 Model" de la tabla B del análisis estático aquí es donde se hará toda la
parte del pre-proceso para el análisis estático primeramente se debe corroborar que la importación de
las restricciones de contacto entre componentes se haya hecho de manera correcta desde SW de no ser
así se tendría que checar el ensamble en el CAD o definir las conexiones manualmente en ANSYS,
Además también se debe hacer la asignación de material a cada componente desde la geometría como
sabemos en nuestro proyecto están definidos un acero y un aluminio, el acero es asignado únicamente a
los pernos mientras que el aluminio a las demás componentes.
Fig. 4.1. 6 Pre-proceso para el análisis estático (Model)
Siguiendo el árbol de proceso, lo que sigue es definir la malla, hay que recordar que entre más fina sea
la malla mayor será la aproximación al resultado ya que los modelos matemáticos se basan en la teoría
de elemento finito pero aquí hay que definir un tamaño de malla de acuerdo a nuestras necesidades ya
que también dentro de este factor entran variables de tiempo de solución que a su vez dependen del
rendimiento o características del equipo (computadora, Workstation, servidor). Pero para fines
prácticos y como estos factores se ven más reflejados en ensambles de componentes o sistemas más
grandes se definió un tamaño de malla de 1.50 mm.
Fig. 4.1. 7 Definición de la Malla sobre el ensamble
37
Pero para los lugs se definió una malla más controlada ya que es nuestra zona de interés, en este caso se
tomó una malla de tipo "Mapped Face Meshing" sobre las 12 caras que se refiere a los lugs y como se
puede observar queda una malla más controlada.
Fig. 4.1. 8 Aplicación de la Malla de tipo Mapped Face Meshing
Fig. 4.1. 9 Diferencia entre el enmallado
38
Como siguiente paso se definen las cargas y condiciones de frontera, como se puede ver en la imagen
se definió un empotre en las 4 caras de los lugs del fuselaje "Fixed Support A" y por otro lado la única
carga que aplica es la calculada en el capítulo 2 que es una fuerza "Force: 1.0483 E5 N" aplicada al
cortante de la viga.
Fig. 4.1. 10 Cargas y condiciones de frontera
Finalmente lo que sigue es definir nuestros resultados, en este caso definimos las siguientes soluciones
para nuestro interés de análisis y estudio:
Fig. 4.1. 11 Soluciones requeridas a resolverse
39
Una vez definido se procede a resolver haciendo clic en "SOLVE" y el software comenzara a resolver
los modelos matemáticos para mostrar los resultados.
A continuación se muestran los resultados del ensamble y por las componentes que nos interesan
analizar que son los lugs en ala y fuselaje y así podemos determinar un criterio de falla con base a las
propiedades del material presentadas anteriormente.
Ensamble.
Fig. 4.1. 12 Esfuerzo máximo sobre el ensamble
En esta figura se puede apreciar que el ensamble presenta un esfuerzo máximo de 417.9 MPa
valor que se encuentra por debajo de la resistencia ultima de los materiales propuestos por otro lado
podemos comprobar este criterio de falla visualmente observando la solución por factor de seguridad
que como podemos ver es de 1.0696 considerando y resaltando que previamente se consideró un factor
de seguridad de 1.5 en la determinación de la carga.
Fig. 4.1. 13 Factor de seguridad sobre el ensamble
40
Lugs Ala.
Como se puede observar el comportamiento de las componentes es similar a la del ensamble completo
y basándonos en los mismos criterios mencionados anteriormente tanto para los lugs de ala y fuselaje
se observa que las componentes son capaces de soportar la carga calculada.
Fig. 4.1. 14 Esfuerzo máximo sobre Lugs del ala
Fig. 4.1. 15 Factor de seguridad sobre lugs del ala
41
Fig. 4.1. 17 Factor de seguridad sobre lugs del fuselaje
Por otro lado también dentro de Ansys Workbench se hizo uso de la herramienta de fatiga que es
totalmente aparte del módulo nCode DesignLife para determinar aproximadamente la vida de las
componentes por lo tanto se obtuvieron los siguientes resultados:
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4.2. ANÁLISIS DE FATIGA UTILIZANDO ANSYS WORKBENCH (FATIGUE TOOL).
Las propiedades de la herramienta son las mostradas en la tabla
considerando la carga de tipo "Zero-Based" ya que solo estamos
considerando que sea carga de levantamiento sin embargo para un
análisis más detallado en el que se requiera considerar la gravedad,
ráfagas de viento o cargas de alabeo se puede considerar otro tipo de
condición por ejemplo "Fully-Reversed".
Para nuestra condición la herramienta utiliza una gráfica de tipo
senoidal de la siguiente manera:
Fig. 4.2. 1 Carga de amplitud Constante
Por lo que los resultados por fatiga y los valores máximos y mínimos de ciclos de carga soportados por
el ensamble y nuestras componentes de interés se pueden observar en las siguientes figuras.
Ensamble Completo:
Fig. 4.2. 2 Ciclos de carga máxima y mínima sobre el ensamble
Tabla 4.2. 1 Detalles de la
herramienta de fatiga
Lugs Ala:
Fig. 4.2. 3 Ciclos de carga máxima y mínima sobre lugs del ala
Lugs Fuselaje:
Fig. 4.2. 4 Ciclos de carga máxima y mínima sobre lugs del fuselaje
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4.3. ANÁLISIS DE FATIGA UTILIZANDO NCODE DESIGNLIFEE.
El uso de nCode DesignLife nos permitirá una aproximación más exacta que la herramienta de
fatiga incluida en la paquetería de Ansys Workbench ya que es un software especializado para este tipo
de análisis.
Para el análisis dentro del esquemático del proyecto arrastramos de los módulos de herramientas
el "nCode SN Constant (DesignLife)" al esquemático del proyecto y heredamos ciertas propiedades del
análisis estático estructural al nCode como se muestra en la figura.
Fig. 4.3. 1 Vinculación del Módulo ncode
Esto se debe a que el nCode utiliza la información principalmente los resultados de esfuerzos o
deformaciones para resolver el análisis de fatiga además de otras condiciones como lo es la geometría,
malla, propiedades del material etc.
Constantemente el programa estará solicitando actualizar el proyecto por lo que cuando lo
requiera basta con hacer clic en los siguientes botones:
Fig. 4.3. 2 Botones de actualización
El siguiente paso es determinar y parametrizar el mapeado de carga ya que como se mencionó
anteriormente nos interesa que el mapeado sea en una onda senoidal cuyo valor mínimo sea 0 y el
máximo 1 es decir que la carga variara de 0 N a la carga calculada 104830 N de otra manera si se
selecciona un valor de -1 a 1 se determinara una carga alternante de -104830 N a 104830 N que para
nuestro estudio no estamos considerando esta condición.
Para esto en la tabla de nCode SN se hace doble clic en "Solution" para entrar a las propiedades,
parámetros y condiciones del nCode.
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Fig. 4.3. 3 Parametrizado de los valores de Carga
Enseguida nos abrirá el ambiente de trabajo del nCode Design Life donde se aprecia un
diagrama a bloques de la siguiente manera y donde para modificar el rango de onda senoidal daremos
clic derecho en el bloque "StreesLife_Analysis" y seleccionaremos la opción "Edit Load Mapping".
Fig. 4.3. 4 Diagrama a bloques del ncode disign life
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El programa solicitara correr el flujo de información entre los bloques esto lo hace para revisar
que no exista alguna incongruencia damos clic en "Yes" y nos abrirá la ventana donde podremos
modificar el rango que requerimos por lo que a nuestro caso de carga configuramos el valor máximo y
mínimo como se muestra en la figura.
Fig. 4.3. 5 Asignación del tipo de carga y sus valor máximo y mínimo
En seguida damos clic en "OK" y en el botón "Run".
Fig. 4.3. 6 Botón de arranque para el análisis
Se puede ver en el bloque "StreesLife_Analysis" que el programa está trabajando en la solución
por lo que hay que esperar a que finalice esta operación.
Ahora salimos del nCode (File > Exit nCode)
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Ahora en el ambiente de Workbench actualizamos nuevamente el proyecto.
Fig. 4.3. 8 Botón de actualización
Al igual que cualquier análisis que se realice en Ansys Workbench cuando la solución este lista
y no se presente algún error deberán aparecer palomas en verde y podemos ver los resultados haciendo
doble clic en la fila "Results".
Fig. 4.3. 9 Comprobación de la actualización sobre los resultados
Nos abrirá un visualizador del nCode en el que podemos ver gráficamente los resultados en la
geometría con los rangos de valores y la escala de colores que normalmente presentan los software
CAE, por default nos mostrara el "Daño" pero lo que nos interesa son los ciclos de carga por lo que en
cualquier parte de la ventana damos clic derecho y seleccionamos "Properties".
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Fig. 4.3. 10 Recuadro para cambiar las propiedades dentro de ncode
Nos abrirá una ventana nueva donde podemos configurar y modificar valores de layout o
visualización de resultados por lo que para ver los ciclos soportados por nuestro diseño seleccionamos
"Life" en "Result Type".
Fig. 4.3. 11 Configuración de resultado
Finalmente tenemos nuestros resultados finales que podemos comparar con los de Ansys
Workbench para validarlos.
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Fig. 4.3. 12 Ciclos de carga máxima y mínima sobre el ensamble en el módulo ncode
Cabe resaltar que estos resultados que hemos estado mencionando han sido a partir de las
soluciones gráficas pero ambos softwares tanto Ansys Workbench como nCode DesignLife
proporcionan resultados de forma gráfica o en tablas donde es posible ver todos los valores de
esfuerzos, deformaciones, ciclos de cada elemento de la malla creada para fines prácticos estamos
mostrando las soluciones gráficas sobre la geometría.
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RESULTADOS.
Las soluciones gráficas antes mostradas nos permiten observar el valor de los resultados que se
obtienen de los esfuerzos sobre el empotre ala-fuselaje y el factor de seguridad, también los ciclos de
vida que soportan.
El esfuerzo máximo de nuestro ensamble es de 417.9 Mpa, mientras que la resistencia ultima
de nuestros materiales es de 524 Mpa para el Aluminio 7175-T73 y 416 Mpa para el Acero AISI
1020, lo cual nos indica que todos los elementos de nuestro ensamble son capaces de soportar la
acción de la carga producida sobre el área de cada uno de nuestros elementos, ya que los pernos son los
únicos compuestos de acero y el esfuerzo máximo se da entre el lug del ala y el lug del fuselaje que
son de Aluminio.
Fig. 5. 1 Esfuerzo máximo
El factor de seguridad mínimo que podemos observar de nuestro ensamble es de 1.0696 por lo que
podemos decir que se está evitando la falla del ensamble al tener un factor de seguridad mayor a 1.
Fig. 5. 2 Factor de Seguridad
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El número de ciclos de carga mínimos sobre el ensamble son de 3.7352e6 utilizando Ansys
Workbench (fatigue tool), ahora teniendo en cuenta que para el Aluminio 7175-T73 el límite de ciclos
de carga está fijado en esto derivado de los ensayos de fatiga sobre las probetas y para el Acero
AISI 1020 es aproximadamente de - , observamos que nuestros elementos soportaran de
forma adecuada los ciclos de vida a los que están sometidos.
Fig. 5. 3 Ciclos Ansys Workbench (fatigue tool) y ciclos para el Aluminio 7175-T73
El número de ciclos de carga mínimos sobre el ensamble es de 4.025e6 utilizando nCode SN
Constant (Design life), el cual es comparado con el resultado obtenido anteriormente de Ansys
workbench (fatigue tool), para así observar que se encuentran en un orden de ambos resultados,
mientras que nos ma