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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

I

INDICE

GLOSARIO DE TÉRMINOS. ................................................................................................................ IV

GLOSARIO DE ACRÓNIMOS. .............................................................................................................. V

LISTA DE FIGURAS. ............................................................................................................................ VI

ABSTRACT. ........................................................................................................................................... IX

INTRODUCCIÓN. ................................................................................................................................... 1

JUSTIFICACIÓN. ........................................................................................................................... 2

ANTECEDENTES. ......................................................................................................................... 3

OBJETIVO GENERAL. ................................................................................................................. 5

OBJETIVOS ESPECÍFICOS. ......................................................................................................... 5

HIPÓTESIS. .................................................................................................................................... 5

ALCANCE. ..................................................................................................................................... 5

METODOLOGÍA. ........................................................................................................................... 6

DESCRIPCIÓN DE CAPÍTULOS. ................................................................................................. 7

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

1.4.2. ETAPAS DE LA FRACTURA POR FATIGA: ............................................................... 11

1.5. HERRAMIENTAS CAD-CAE ................................................................................................ 12

1.5.1. DISEÑO ASISTIDO POR COMPUTADORA (CAD). ................................................... 12

1.5.2. INGENIERÍA ASISTIDA POR COMPUTADORA (CAE). ........................................... 12

II

1.6. ANÁLISIS POR FATIGA (CAE). ........................................................................................... 13

1.6.1. ENFOQUES STRESS-LIFE (SN) .................................................................................... 16

1.6.2. ENFOQUE STRAIN-LIFE (EN). ..................................................................................... 17

1.6.3. ENFOQUE "CRACK-LIFE". ........................................................................................... 18

CAPÍTULO II: CARGAS PRODUCIDAS SOBRE EL ALA-FUSELAJE. .......................................... 19

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

3.2. CONCEPTOS. .......................................................................................................................... 24

3.3. MODELADO DE PIEZAS. ..................................................................................................... 26

3.3.1. LUGS FUSELAJE. ........................................................................................................... 26

3.3.2. LUGS ALA. ...................................................................................................................... 28

3.3.3. VIGA PRINCIPAL. .......................................................................................................... 29

3.3.4. PERNO. ............................................................................................................................ 30

3.3.5. ENSAMBLE. .................................................................................................................... 30

3.3.6. INTERFAZ SW-ANSYS WORKBECH. ......................................................................... 32

CAPÍTULO IV ANÁLISIS CAE POR FATIGA EN LA UNIÓN ALA-FUSELAJE CON ANSYS -

WORKBENCH. ...................................................................................................................................... 33

4.1. ANÁLISIS ESTÁTICO ESTRUCTURAL. ............................................................................. 33

4.2. ANÁLISIS DE FATIGA UTILIZANDO ANSYS WORKBENCH (FATIGUE TOOL). ...... 42

4.3. ANÁLISIS DE FATIGA UTILIZANDO NCODE DESIGNLIFEE. ...................................... 44

RESULTADOS. ...................................................................................................................................... 50

III

CONCLUSIONES. ................................................................................................................................. 53

BIBLIOGRAFÍA. ................................................................................................................................... 54

ANEXOS. ............................................................................................................................................... 55

ANEXO 1: REGULACIONES FAR. ................................................................................................. 55

PLANOS DISEÑO MECANICO UNIÓN ALA-FUSELAJE ............................................................ 58

IV

GLOSARIO DE TÉRMINOS.

Término

Definición

n Factor de carga

Cuerda Aerodinámica media a ¼ del ala

Peso total de la Aeronave

Momento flector total

Carga Limite de diseño

Carga Ultima de diseño

Carga total sobre el ala

Carga actuante en semiala

Carga actuante en el larguero

Levantamiento del aeronave

Densidad del aire

Velocidad de la aeronave

Superficie alar

Coeficiente aerodinámico

Ángulo de ataque

Fuerza sobre el eje x

Fuerza sobre el eje y

Fuerza sobre el eje z

Volumen

Término

Definición

Centroide en X

Centroide en Y

Centroide en Z

Momento de inercia

Temperatura

Módulo de elasticidad

Longitud

Área

Esfuerzo axial

Ángulo de ataque

Esfuerzo cortante

Densidad

Diámetro

Gravedad

Momento

Esfuerzo máximo

Coeficiente de poisson

Módulo de Young

Resistencia limite

V

GLOSARIO DE ACRÓNIMOS.

Acrónimo Significado.

CAD Computer Aided Design.

CAE Computer Aided Engineering.

FAA Federal Aviation Administration.

EASA European Aviation Safety Agency.

FEA Finite Element Analysis.

FAR Federal Aviation Regulations

CFD Computational fluid dynamics

MBD Multibody dynamics

SN Stress Amplitude v.s Cycles to Failure

EN Modulus of elasticity vs Cycles to Failure

FS Safety Factor

IGES Initial Graphics Exchange Specification

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

VII

Fig. 3.3.1. 1 Lugs superior e inferior del fuselaje ................................................................................................... 27

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 moto1res,

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 aeronavegabilidad2.

Para nuestro caso de estudio, se determinara la vida útil en el conector ala-fuselaje de una

aeron2ave 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,

imperfecciones o anomalías de diversas formas que son

introducidos durante los procesos de manufactura o

ensamble que pueden propiciar grietas en la

componente cuando la aeronave3 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

3Fig. 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

OBJETIVO GENERAL.

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.

OBJETIVOS ESPECÍFICOS.

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.

Tipo de Investigación Aplicada

Nivel de Investigación:

Descriptiva.

Aproximación:

Cuantitativo.

Secuencia de Pasos:

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

DESCRIPCIÓN DE CAPÍTULOS.

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

fractura4 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

1. Módulo de Young, E = 201 105 MPa

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)



3. Resistencia límite, σu = 1 200 MPa

Acero AISI -4130




AL7050-T7451



3. Resistencia límite, σu = 510.4 MPa

Aleación 7075-T651 (Al–Zn–Mg)




Aluminio 2024-T351




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.

Fig. 1.4.2. 1 Etapas de Fractura por Fatiga

(ANSYS, April 2013)

12

1.5. HERRAMIENTAS CAD-CAE

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.

Bajo costo en desarrollo de producto.

Incrementa la productividad.

Mejora la calidad del producto.

Mejor visualización del producto final, y sub-ensambles,

Acelera el proceso de diseño.

Reducción de errores.

Permite la reutilización de diseños.

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

Beneficios del software CAE.

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:

Se definen las propiedades de fatiga para el material.

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.

Amplitud Constante:

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:

Requieren de varios prototipos físicos.

Las pruebas reales son difíciles o imposibles de lograr.

Son lentas y costosas.

Los resultados entre pruebas pueden variar significativamente

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

CAPÍTULO II: CARGAS PRODUCIDAS SOBRE EL ALA-

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

Resistencia al avance

Empuje

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

CAPÍTULO III: MODELADO DE LA SUJECIÓN ALA-

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

25

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.

• Generación del prototipo del modelo.

• Construcción del modelo.

• Edición del modelo, si fuera necesario.

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.

Fig. 3.3.1. 1 Lugs superior e inferior del fuselaje

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.

Fig. 3.3.2. 1 Lug del ala

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.

Fig. 3.3.3. 1 Viga principal del ala

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.

Fig. 3.3.5. 1 Ensamble final

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

CAPÍTULO IV ANÁLISIS CAE POR FATIGA EN LA UNIÓN

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.

Fig. 4.1. 5 Geometría en el ambiente CAE

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

Lugs Fuselaje.

Fig. 4.1. 16 Esfuerzo máximo sobre lugs del fuselaje

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:

42

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

43

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

44

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.

45

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

46

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)

47

Fig. 4.3. 7 Salida de la interfaz de ncode

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".

48

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.

49

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.

50

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

51

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 materiales están en un orden de .

Fig. 5. 4 Ciclos Ansys Workbench (fatigue tool) y ciclos para el Acero AISI 1020

52

Finalmente los resultados derivados de Ansys workbench (fatigue tool) y nCode SN Constant (Design

life) durante el análisis de fatiga nos indican que nuestro ensamble no presentara falla por fatiga

prematura validando así con ambas herramientas que el comportamiento del diseño propuesto es el

esperado ya que se puede verificar que la falla ocurrirá en el mismo lugar ya que amabas herramientas

muestran que será en los lugs del fuselaje .

Fig. 5. 5 Análisis de fatiga por Ansys Workbench (fatigue tool) VS nCode SN Constant (Design life)

Así entonces, recopilando se tiene que la vida del ensamble será:

Ansys Workbench (Fatigue Tool) nCode SN Constant (Design life)

Ciclos de carga: 3.7352e6 4.025e6

Basándonos en el criterio de que nCode es un software más especializado para este tipo de análisis y

que la herramienta de fatiga en WB es solo para darnos una aproximación rápida podemos determinar

un error relativo de 7.2% entre ambas herramientas.

53

CONCLUSIONES.

El presente trabajo recopiló algunas de las enseñanzas adquiridas durante el seminario de

Modelado, Análisis, y Manufactura de elementos mecánicos, aplicándolas a un problema al que están

expuestas los diferentes tipos de aeronaves.

Como resultado del análisis pudimos identificar las zonas con mayor concentración de esfuerzos

y por tanto de mayor riesgo dentro del ensamble total, esto facilita el poder predecir y/o corregir el

problema que se pudiese presentar.

Con los resultados de fatiga encontramos el número de repeticiones que puede soportar cada

una de las partes del ensamble en la sujeción ala- fuselaje, estas repeticiones se aplica de forma

constante y con una carga constante, ya que la carga fue calculada para saber la fuerza que se aplica

durante ciertos parámetros de vuelo. Hay que aclarar que la fuerza aplicada actúa mayoritariamente

sobre la semiala y no sobre el herraje de sujeción.

Las materiales que empleados fueron propuestos de los comúnmente utilizados para este tipo de

sujeción, en este tipo de aeronaves.

Identificamos la parte con mayor riesgo que es la parte de los lugs del fuselaje en una de las

esquinas superiores, con esto encontramos que esta zona esta propensa a fallar por fatiga dentro de todo

el empotre, aunque parece ser una falla sin tantas dificultades, el problema se agrava con forme su ciclo

de vida.

El uso de las herramientas CAD- CAE nos permitieron conocer la durabilidad de ciertas partes

dentro de nuestro sistema en la sujeción del ala-fuselaje de una manera muy aproximada y no tan

complicada. Esto nos permite dar una solución al problema encontrado proponiendo diferentes

alternativas ya que conocemos la parte exacta donde es generado el problema, podemos recomendar un

ligero cambio en el diseño de la pieza para poder prolongar la vida útil de esta y/o tratar de emplear

otro tipo de material en la pieza sin afectar los rendimientos y actuaciones del aeronave.

54

BIBLIOGRAFÍA.

ANSYS, I. P. (April 2013). Introduction to ANSYS nCode DesignLife Lecture 2: Introduction to CAE

Fatigue . © 2013 ANSYS, Inc. All rights reserved.

Sriranga B.k, K. .. ( 03 May-2014 ). STRESS ANALYSIS AND FATIGUE LIFE PREDICTION OF

WING- FUSELAGE LUG JOINT ATTACHMENT BRACKET OF A TRANSPORT AIRCRAFT .

IJRET: International Journal of Research in Engineering and Technolog, Volume: 03 Special Issu

Pages 818-822.

55

ANEXOS.

ANEXO 1: REGULACIONES FAR.

FAR 23.627 RESISTENCIA A LA FATIGA

La estructura debe ser diseñada hasta donde sea posible para evitar puntos de concentración de esfuerzos, donde los

esfuerzos variables por encima del límite de fatiga son probables a producirse en un servicio normal.

FAR 25.301 CARGAS

a) Los requisitos de resistencia están especificados en términos de los imites de carga (las cargas máximas que se

pueden esperar en servicio) y cargas ultimas (cargas limite multiplicadas por factores establecidos de seguridad)

salvo a disposición de lo contrario, las cargas establecidas son cargas limite.

b) salvo a disposición de lo contrario, el aire especificado, el suelo, y cargas de agua deben ser puestas en equilibrio

con las fuerzas de inercia, considerando cada artículo de masa en el avión. Estas cargas deben estar distribuidas

para aproximar conservadoramente o representar las condiciones actuales estrechamente. Los métodos usados

para determinar las intensidades y distribución de carga deben ser validados por la medición de la carga de vuelo a

menos que los métodos usados para determinar las condiciones de carga estén demostrados para ser confiables.

c) Si las deflexiones baja carga harían cambiar significativamente la distribución de cargas externas e internas, esta

redistribución debe ser tomada en cuenta.

FAR 25.303 FACTOR DE SEGURIDAD

A menos que se especifique lo contrario un factor de seguridad de 1.5 debe ser aplicado a la carga límite prescrito que es

considerada carga externa sobre la estructura. Cuando una condición de carga es prescrita en términos de cargas ultimas, un

factor de seguridad no necesita ser aplicado a menos que se especifique lo contrario.

FAR 25.305 DEFORMACIÓN Y RESISTENCIA

a) La estructura debe ser capaz de soportar cargas límite sin deformación permanente perjudicial. Aplicando todas las

cargas a cargas límite, la deformación no puede intervenir con un funcionamiento seguro.

b) La estructura debe ser capaz de soportar cargas últimas sin falla durante al menos 3 segundos. Sin embargo

cuando la prueba de resistencia se muestra por pruebas dinámicas, simulando condiciones de carga actual el límite

de 3 segundos no se aplica. Las pruebas estáticas realizadas para carga última deben incluir las deflexiones últimas

y deformaciones últimas inducidas por la carga. Cuando métodos analíticos son usados para demostrar el

cumplimiento con los requerimientos de resistencia de la carga ultima debe ser demostrado que:

1) Los efectos de deformación no son significativos

2) Las deformaciones involucradas están totalmente consideradas en el análisis; o

3) Los métodos e hipótesis usados son suficiente para cubrir los efectos de estas deformaciones.

c) Donde la flexibilidad es de tal forma que el tipo de la aplicación de la carga probable que se produzca en las

condiciones de operación podría producir tenciones transitorias apreciablemente mayores que aquellas

correspondientes a cargas estáticas. Los efectos de estos tipos de aplicación deben ser considerados.

d) [Reservado]

e) El avión debe ser diseñado para soportar cualquier vibración y golpeteo que podría producirse en cualquier

probable condición de funcionamiento hasta VD/MD, incluyendo posición y probables salidas inadvertidas más

allá de los límites de la envolvente de inicio del golpeteo. Esto debe ser demostrado por análisis, pruebas de vuelo

o otras pruebas encontradas necesarias por el administrador.

56

f) A menos que se demuestre ser extremadamente improbable, el avión debe ser diseñado para soportar cualquier

vibración estructural forzada resultante de cualquier falla, funcionamiento defectuoso o condiciones adversas en el

sistema de control de vuelo. Estos deben ser considerados cargas límite y deben ser investigadas en velocidades

hasta VD/MD.

FAR 25.307 PRUEBA DE LA ESTRUCTURA

a) El Cumplimiento de los requerimientos de resistencia y deformación de esta sub parte deben ser demostrados para

cada condición crítica de carga. El análisis estructural puede ser usado solo si la estructura se adapta para que, para

los cuales la experiencia ha demostrado que este método es fiable.

b) (reservado)

c) (reservado)

d) Cuando las pruebas estáticas o dinámicas se utilizan para demostrar el cumplimiento con los requerimientos de

25.305 (b) para estructuras de vuelo, factores de corrección de material apropiado deben ser aplicados a los

resultados de las pruebas, a menos que la estructura o parte de está, siendo probada tiene características tales que

un número de elementos contribuyen a la resistencia total de la estructura y la falla de los resultados de un

elemento en la redistribución de la carga a través de las rutas de carga alternativa.

FAR 25.571 DAÑOS- EVALUACIÓN DE LA TOLERANCIA Y FATIGA DE LA ESTRUCTURA

a) General. Una evaluación de la resistencia, diseño de detalle y fabricación debe mostrar que la falla catastrófica

debido a fatiga, corrosión, defectos de manufactura o daños accidentales será evitado a lo largo de la vida

operacional del avión. Esta evaluación debe ser realizada en conformidad con las disposiciones de los párrafos

(b) y (e) de esta sección, con la excepción de lo especificado en el párrafo (c) de esta sección, para cada parte de la

estructura que pudiera contribuir a una falla catastrófica (tales como un ala, empenaje, superficies de control y sus

sistemas, el fuselaje, el soporte del motor, tren de aterrizaje, y sus accesorios primarios relacionados). Para los

aviones potenciados por turborreactores. Aquellas partes que podrían contribuir a una falla catastrófica deben

también ser evaluadas bajo el párrafo (d) de esta sección. Adicionalmente se aplica lo siguiente:

1) Cada evaluación requerida por esta sección debe incluir:

i) Los espectros de carga típica, temperaturas, y humedades esperadas en servicio;

ii) La identificación de los elementos principales de la estructura y los puntos del diseño de detalle, la

falla la cual podría causar una falla catastrófica de la aeronave; y

iii) Un análisis, apoyado por pruebas de ensayo de los elementos principales de la estructura y los puntos

del diseño de detalle identificados en el párrafo (a) (1) (ii) de esta sección.

2) El servicio histórico de aviones de similar diseño estructural, teniendo debidamente en cuenta las diferencias

en las condiciones de operación y procedimientos, se puede utilizar en las evaluaciones requeridas en esta

sección.

3) Basado en las evaluaciones requeridas por esta sección, las inspecciones u otros procedimientos deben

establecerse, según sea necesario, para prevenir fallas catastróficas y deben estar incluidas en la sección de

limitaciones de aeronavegabilidad de las instrucciones de mantenimiento de aeronavegabilidad requeridas por

F. 25.1529. La parte inicial de inspección para los siguientes tipos de estructura deben ser establecidos

basados en el análisis y/o las pruebas en el crecimiento de la grieta, asumiendo que la estructura contiene un

defecto inicial del tamaño máximo probable que podría existir como resultado de la fabricación u ocasionado

por un daño de servicio.

i) Estructura de ruta de carga única, y

ii) Estructura de ruta de la carga múltiple “prueba de fallas” y la detención de grietas de la estructura

“prueba de fallas”, donde no puede ser demostrado que la falla de la ruta de carga, falla parcial, o la

detención de grietas serán detectadas y reparadas durante el mantenimiento normal, inspección, u

operación del avión antes de que falle la estructura restante.

57

b) Daños- evaluación de la tolerancia. Esta evaluación debe incluir una determinación de la probable localización y

modos de daño debido a fatiga, corrosión, o daño accidental. Carga repetida y análisis estáticos apoyados por

evidencia de pruebas (si está disponible) y la experiencia de servicio debe también ser incorporada en la

evaluación. Una consideración especial para daños por fatiga extendida debe ser incluida donde el diseño es tal que

este tipo de daño podría ocurrir. Debe ser demostrado con suficiente evidencia en escala completa de ensayos de

fatiga que no se produzcan daños por fatiga generalizada dentro del objetivo del servicio de diseño del avión. El

tipo de certificado puede ser emitido antes de la finalización de la escala completa de ensayos de fatiga, siempre y

cuando el administrador haya aprobado un plan para completar la prueba requerida, y la sección de limitaciones de

aeronavegabilidad de las instrucciones de mantenimiento de aeronavegabilidad requeridas por F 25.1529 donde

esta parte especifica que ningún avión puede ser operado más allá a un numero de ciclos igual a 1/2 el número de

ciclos acumulados en el artículo de prueba de fatiga. El grado de daño de la evaluación para la resistencia residual

en cualquier momento dentro de la vida de operación del avión debe ser consistente con lo detectado inicialmente y

subsecuente crecimiento bajo repetidas cargas. La evaluación de la resistencia residual debe mostrar que la

estructura restante es capaz de soportar cargas (consideradas como cargas ultimas estáticas) correspondiendo a las

siguientes condiciones:

Parte superior de la página

1) Las condiciones limite simétricas de maniobra especificados en F 25.337 a velocidades hasta Vc y en F 25.345

2) las condiciones límite de ráfaga especificadas en F 25.341 a velocidades especificadas hasta Vc y en F 25.345

3) las condiciones límite de alabeo especificadas en F 25.349 en las condiciones limite asimétricas especificadas

en F 25.367 y 25.427 a) a través de c) a velocidades hasta Vc

4) las condiciones de guiñada límite de maniobra especificadas en F 25.351 a) a velocidades especificadas hasta

Vc.

5) Para el presurizado de cabinas, las siguientes condiciones:

i) La diferencia de presión en el funcionamiento normal combinado con las presiones aerodinámicas

externas esperadas aplicadas simultáneamente con las condiciones de caga de vuelo especificada en

los párrafos (b) (1) a través de esta sección (4), si tienen un efecto significante.

ii) El valor máximo de la diferencia de presión normal operativa (incluyendo las presiones externas

esperadas durante un nivel de vuelo de 1g) multiplicado por un factor de 1.15, omitiendo otras

cargas.

6) Para el tren de aterrizaje y directamente afectada la estructura del fuselaje, las condiciones límite de carga de

suelo especificadas en F 25.473, 25.491 y 25.493.

Si cambios importantes en la rigidez o geometría estructural, o ambos, sigue de un fallo estructural, o falla parcial, el efecto

o tolerancia de daño deben ser más investigados.

58

PLANOS DISEÑO MECÁNICO

UNIÓN ALA-FUSELAJE

30

25

25

N.º DE ELEMENTO N. DE PIEZA VOLUMEN DENSIDAD ÁREA DE

SUPERFICIE

1 Bolt 35342.917 milímetros cúbicos

0.008 gramos por milímetro cúbico

6126.106 milímetros cuadrados

D

E

F

C

1 2 3 4

B

A

321 5

C

D

4 6 7 8

A

B

DE JESÚS MORA JUAN

MASA:

A3

HOJA 1 DE 1ESCALA: 2.5:1

N.º DE DIBUJO

TÍTULO:

REVISIÓNNO CAMBIE LA ESCALA

MATERIAL:

FIRMANOMBRE

SI NO SE INDICA LO CONTRARIO:LAS COTAS SE EXPRESAN EN MMACABADO SUPERFICIAL:TOLERANCIAS: LINEAL: ANGULAR:

VERIF.

DIBUJ.

BOLT

1277.442 gramos

RAMÍREZ REGENTE RUBEN GERSAIN

ACERO AISI 1020

ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERÍA MECÁNICA Y ELÉCTRICAUNIDAD TICOMÁN

FECHA

15-01-2015

15-01-2015

R33

R5

215 50

80

50 20

10

10

R5


SUPERFICIE

1 Spar_Beam 339729.649 milímetros cúbicos



D

E

F

C

1 2 3 4

B

A

321 5

C

D

4 6 7 8

A

B

DE JESÚS MORA JUAN

MASA:

A3

HOJA 2 DE 6ESCALA:1:1.3

N.º DE DIBUJO

TÍTULO:


MATERIAL:

FIRMANOMBRE


VERIF.

DIBUJ.

SPAR_BEAM

2954.640 gramos


ALUMINIO 7175-T73


FECHA

15-01-2015

15-01-2015

30

60

140

10 40

70

80

40 R2

R2

15


SUPERFICIE

1 Lugs_fuselage 102267.633 milímetros cúbicos



D

E

F

C

1 2 3 4

B

A

321 5

C

D

4 6 7 8

A

B

DE JESÚS MORA JUAN

MASA:

A3

HOJA 3 DE 6ESCALA: 1:1.2

N.º DE DIBUJO

TÍTULO:


MATERIAL:

FIRMANOMBRE


VERIF.

DIBUJ.

LUG_FUSELAGE

3287.372 gramos


ALUMINIO 7175-T73


FECHA

15-01-2015

15-01-2015

30

10

R50

R50

30

60

40

20

40

15

15

220

R20

20

R25

R1


SUPERFICIE

1 Lug_Wing 292157.255 milímetros cúbicos



D

E

F

C

1 2 3 4

B

A

321 5

C

D

4 6 7 8

A

B

DE JESÚS MORA JUAN

MASA:

A3


N.º DE DIBUJO

TÍTULO:


MATERIAL:

FIRMANOMBRE


VERIF.

DIBUJ.

LUG_WING

4820.962 gramos


ALUMINIO 7175-T73


FECHA

15-01-2015

15-01-2015

30

30

60

40 40 220

20

30

10

R50

R50

R1 30

60

140

10

40

70

80

40

80

10

10

215 50

R33

R5

R20

R25

R2

20

15

15 15

50

20

R5

D

E

F

C

1 2 3 4

B

A

321 5

C

D

4 6 7 8

A

B

DE JESÚS MORA JUAN

MASA:

A3

HOJA 5 DE 6ESCALA: 1:3

N.º DE DIBUJO

TÍTULO:


MATERIAL:

FIRMANOMBRE


VERIF.

DIBUJ.

Assembly

5 3726.192 gramos


ALUMINIO 7175-T73ACERO AISI 1020


FECHA

15- 01-2015

15- 01-2015

4

3

2

1

N.º DE ELEMENTO NOMBRE DE PIEZA MATERIAL CANTIDAD

1 Bolt Acero AISI 1020 22 Lug_Wing Aluminio 7175-T73 23 Lugs_fuselage Aluminio 7175-T73 24 Spar_Beam Aluminio 7175-T73 1

D

E

F

C

1 2 3 4

B

A

321 5

C

D

4 6 7 8

A

B

DE JESÚS MORA JUAN

MASA:

A3


N.º DE DIBUJO

TÍTULO:


MATERIAL:

FIRMANOMBRE


ASSEMBLY_EXPLOSION

6 3726.192 gramos


ALUMINIO 7175-T73ACERO AISI 1020


FECHA

15-01-2015

15-01-2015