Diseño y construcción de un banco=
de
pruebas para ensayos de resistencia estructural de alas y alerones.<=
/b>
Design
and construction of a test bench for structural resistance tests of wings a=
nd
ailerons.
The project aims to desi=
gn
and build a test bed for testing the structural strength of aircraft wings =
and
spoilers that allows experimentally verify the static loads on the structur=
e of
a wing exerted on six points. The wiffletree system (distribution of=
forces
in tree form) by a hydraulic unit generates a tensile force whose pressure =
is a
variable load , to simulate the static loads on =
the
wing in flight (takeoff , horizontal flight and landing ) and thus check the
strength of the composition of the different materials used in the aircraft
industry for the construction of aircraft wings. The electrohydraulic motor
drives the hydraulic cylinder, which transmits the force to the static stre=
ss
distribution in the plane's wing similar to the wing experiences in horizon=
tal flight test for structural strength. Load cells
measure the force on the wing in six specific points and have a communicati=
on
to a data acquisition board (Arduino ) this information is displayed on a
computer that provides status instantly force on the material. So the test
began a period of experimentation in the area of materials and
structures performing tensile and flexural tests for light industry aeronau=
tics
and aerodynamics of the car.
Keywords: Electromagnetic Induction, Heating, Efficiency.<= o:p>
El proyecto tiene como
objetivo diseñar y construir un banco de pruebas para ensayos de resistencia
estructural de alas de aviones y alerones que permita comprobar
experimentalmente las cargas estáticas sobre la estructura de un ala que se
ejercen en seis puntos. El sistema wiffletree
(distribución de fuerzas en forma de árbol) mediante un grupo hidráulico ge=
nera
una fuerza a tracción cuya presión es una carga variable, para simular las cargas estáticas sobre el ala en vuelo (despegue, vuelo
horizontal y aterrizaje) y con ello comprobar la resistencia de la composic=
ión
de los distintos materiales que se utiliza en la industria aeronáutica para=
la
construcción de las alas de los aviones. El motor electro hidráulico accion=
a al
cilindro hidráulico, que transmite la fuerza a
la distribución de tensión estática en el ala del avión de forma sim=
ilar
a la que el ala experimenta en vuelo horizontal para la prueba de resistenc=
ia
estructural. Las celdas de carga miden
la fuerza sobre el ala en seis puntos específicos y tienen una
comunicación a una tarjeta de adquisición de datos (Arduino) esta informaci=
ón
se muestra en un computador que proporciona el estado de fuerza al instante
sobre el material. Por lo que el banco de pruebas inicia una etapa de
experimentación en el área de materiales y estructuras realizando ensayos a
tracción y flexión para el sector =
de la
aeronáutica ligera y la aerodinámica del automóvil.
Palabras
Claves:
Ingeniería Automotriz, Aeronaves, Alas y Alerones, Banco de Pruebas, Diseño=
y
Construcción
Introducción.
El
proyecto responde a la necesidad de realizar una investigación en el diseño=
y
construcción de alas de aviones y alerones con la finalidad de determinar la
resistencia estructural de distintas composiciones de materiales y distintas fórmulas estructurales en la
construcción de los mismos.
Este
proyecto permite desarrollar investigación y desarrollo autónomos para adqu=
irir
y generar conocimientos en el área de la ciencia de materiales y sus aplica=
ciones.
Optimizar las combinaciones de materiales y la fórmula estructural para el
diseño de alas de un UAV, es la razón por la cual planteamos el diseño y
construcción de un banco de pruebas para ensayos de resistencia estructural=
de
alas y alerones. Esto nos permitirá determinar la mejor combinación y forma=
del
ala, a objeto de obtener la mejor relación de resistencia estructural sobre=
el
peso total del ala, por lo que es necesario, diseñar y construir un banco de
pruebas para ensayos de resistencia estructural de las alas de aviones y alerones, y verificar su
resistencia a los tipos de carga y esfuerzos estáticos a los que se encuentran expuestas.
II. Desarrollo del pro=
yecto.
A. Parámetros de dise=
ño.
El banco de pruebas es capaz de soportar las cargas de pr=
ueba
sobre el modelo. La carga estática es aplicada por medio de un cilindro
hidráulico que soporta sobre la parte superior de la estructura del bastido=
r,
la carga es aplicada sobre la viga superior del sistema de distribución de
fuerzas que transmite la carga para simular la aplicación de carga distribu=
ida
sobre el sujeto de prueba.
Para la probeta de prueba se considera que uno de los
extremos está empotrado y el otro libre.
El bastidor está formado por dos columnas apoyadas sobre =
el
piso y sobre estas una viga que es la que soporta al elemento transmisor de
carga.
La deflexión permisibe no deberá ser mayor que L/240.
Las cargas que son parte del análisis son:
·
Carga muerta: masa pr=
opia
de la estructura.
· =
Carga Viva: carga de
prueba (se considerá carga máxima)
· =
La combinación de car=
ga
se aplica de acuerdo a lo indicado en la norma
ASCE 7.
·
Para el analisis se
realizará el estudio de una carga distribuida triangular como se observa en=
la
figura 1.
Figura 1: Carga distribuida
triangular.
Fuente: Grupo de Investigaci=
ón.
Fuerza:
Reacciones:
Esfuerzo cortante:
<=
span
lang=3DES-EC style=3D'font-size:10.5pt;line-height:120%;font-family:"Calibr=
i",sans-serif;
mso-ascii-theme-font:minor-latin;mso-fareast-font-family:"Times New Roman";
mso-fareast-theme-font:minor-fareast;mso-hansi-theme-font:minor-latin;
mso-bidi-font-family:"Times New Roman";mso-bidi-theme-font:minor-bidi;
mso-ansi-language:ES-EC;mso-fareast-language:EN-US;mso-bidi-language:AR-SA'=
>
Momentos flectores:
<=
span
lang=3DES-EC style=3D'font-size:10.5pt;line-height:120%;font-family:"Calibr=
i",sans-serif;
mso-ascii-theme-font:minor-latin;mso-fareast-font-family:"Times New Roman";
mso-fareast-theme-font:minor-fareast;mso-hansi-theme-font:minor-latin;
mso-bidi-font-family:"Times New Roman";mso-bidi-theme-font:minor-bidi;
mso-ansi-language:ES-EC;mso-fareast-language:EN-US;mso-bidi-language:AR-SA'=
>
Pendiente:
Deflexión:
Donde:
W
=3D Fuerza
aplicada (N/m) .
Wx=3D Fuerza en un punto x (N).
R1
=3D Fuerza reactiva (N).
V =3D Esfuerzo cortante (N) .
l =3D Longitud de la viga (m).
I =3D Momento de Inercia (m4) .
B.
Análisis de los elementos mecánicos del banco de resistencia estructural de
alas y alerones.
Cada uno de los elementos del banco de pruebas
están diseñados y simulados aplicando cargas muertas y cargas vivas con la
ayuda de un software CAE para seleccionar el material ASTM A 36 que se encuentra en el mercado de nuest=
ro
país.
a)
Análisis en la distribución de fuerzas.
Para
el análisis en la distribución de fuerzas se aplica una carga (Ps), que es igual a la sustentación máxima de un ala =
de
avión UNASUR I más la carga muerta de la estructura, y se distribuye esta c=
arga
sobre el ala para determinar las fuerzas en cada punto, como se muestra en =
la
figura 2.
Figura
2:
Cargas aplicadas.
Fuente: Grupo de Investigaci=
ón.
Figura
3:
Tensión de Von Mises.
Ps
Fuente: Grupo de Investigaci=
ón.
En la figura 3 se determina que la estructura d=
el
bastidor tiene una tensión de Von Mises máxima de 108,5 MPa. Esta tensión es
menor que el límite de elasticidad del material ASTM A36 de 250 MPa. Por lo
tanto se concluye que puede resistir la tensión máxima a la que está someti=
do.
b)
Sistema hidráulico.
El
sistema hidráulico se encarga de suministrar la fuerza a tracción con sus
componentes como se indica en la figura 4:
1.- Cilindro hidráulico doble efecto
.
2.-Regulador de caudal unidi=
reccional
.
3.- Válvula 4/3 tipo tándem - Doble control
eléctrico.
4.- Manómetro.
5.- Válvula de seguridad.
6.- Motor eléctrico.
7.- Bomba unidireccional .
8.- Filtro.
9.- Depósito atmosférico.
Figura
4.
Circuito Hidráulico.
Fuente: Grupo de Investigaci=
ón
El
área del pistón del cilindro hidráulico es
c)
Sistema electrónico del banco de pruebas de resistencia estructural de alas=
.
El sistema de medición de carga const= a de una celda de carga, un amplificador de instrumentación, y el conversor A/D dentro de la tarjeta Arduino Leonardo. Los que están conectados para poder obtener los datos de las pruebas mediante un interfaz hacia el computador.<= o:p>
d)
Selección de las celdas de carga.
De
acuerdo a las cargas obtenidas en cada punto sobre la probeta, que se deter=
mina
en la distribución de fuerzas de la Figura 2, se seleccionan las celdas de
carga de 1000 lb y 500 lb que cumplen con los requerimientos del banco de
pruebas.
e)
Acondicionamiento de la señal de la celda de carga.
La
señal proveniente de la celda de carga no es suficiente para procesarla por=
lo
que es necesario amplificarla con un amplificador de instrumentación AD 620=
y
un conversor analógico/digital que cuenta el Arduino Leonardo.
Componentes
del banco de pruebas.
Figura
5. Componentes
del banco
Fuente: Grupo de Investigaci=
ón.
Tabla
1. Componentes
del banco de pruebas.
|
|
|
|
<=
span
style=3D'mso-bookmark:_Hlk532226866'>1 |
<=
span
style=3D'mso-bookmark:_Hlk532226866'>DISTRIBUCIÓN DE FUERZAS |
|
|
MESA DE SUJECIÓN DE LA PROBETA |
|
<=
span
style=3D'mso-bookmark:_Hlk532226866'>3 |
<=
span
style=3D'mso-bookmark:_Hlk532226866'>ESTRUCTURA DEL BASTIDOR |
|
|
CONTRAPESO DE ANCLAJE |
|
<=
span
style=3D'mso-bookmark:_Hlk532226866'>5 |
<=
span
style=3D'mso-bookmark:_Hlk532226866'>CILINDRO HIDRÁULICO |
|
|
CABLE DE ANCLAJE |
|
<=
span
style=3D'mso-bookmark:_Hlk532226866'>7 |
<=
span
style=3D'mso-bookmark:_Hlk532226866'>PROBETA DE PRUEBA |
Fuente: Grupo de Investigaci=
ón.
Pruebas de funcionami=
ento
del Banco de Pruebas.
El
banco de pruebas de resistencia estructural de alas fue diseñado para soportar una carga de 25151 N, sus valo=
res
ideales de funcionamiento oscilar entre 245 N a 28694 N dependiendo del
material de la probeta de ensayo.
a)
Ensayos de resistencia.
Los
ensayos de resistencia estructural son realizados sobre una sección rectang=
ular
de madera como se indica en la figura 6.
Tabla
2 Datos
de la probeta.
|
Datos |
|
|
Base (b) |
190 mm |
|
Longitud (l) |
1700 mm |
|
Altura (h) |
50 mm |
Fuente: Grupo de Investigaci=
ón.
Figura
6:
Probeta de madera.
Fuente: Grupo de Investigaci=
ón.
I:
Momento de inercia de la sección transversal de la viga.
Es
necesario conocer el momento de inercia de la sección y las propiedades
mecánicas de la probeta para el cálculo de la fuerza, reacción, esfuerzo
cortante, momento flector y deflexión. El cálculo se desarrolló en función =
de
una carga distribuida triangular como se indica en la figura 1.
Tabla
3 Propiedades
mecánicas de la madera.
|
|
|
|
<=
span
style=3D'mso-bookmark:_Hlk532226866'>Den=
sidad |
<=
span
style=3D'mso-bookmark:_Hlk532226866'>400 kg/m3 |
|
|
9000 mpa=
|
|
<=
span
style=3D'mso-bookmark:_Hlk532226866'>Res=
istencia
a la tracción |
<=
span
style=3D'mso-bookmark:_Hlk532226866'>70 mpa |
Fuente:
El análisis se desarrolló en las distanc=
ias de
ubicación de las celdas de carga que se indican a continuación.
Para las pruebas se tomó como referencia=
el
peso de un avión UAV de 4410 N. La fuerza que se ejerce sobre el ala es de =
2205
N en función del factor de carga 2G en condiciones de vuelo con turbulencias
que pueden afectar a la estructura alar.
b) Prueba I al 1 G de carga.
En
esta prueba se consideró una carga de 1 G sobre el ala de 2205 N y la carga
muerta de la distribución de fuerzas de 1445,7 N. Para poder determinar la
fuerza que debe ejercer el cilindro hidráulico es necesario sumar la fuerza
sobre la probeta más la carga muerta de la distribución de fuerzas obtenien=
do
3650,7 N.
En
la tabla 4 se puede observar los datos de la carga que debe soportar la pro=
beta
a 1G del peso del avión UAV.
Tabla
4 Fuerza
y presión estimada para el ensayo.
Fuente: Grupo de Investigaci=
ón.
La
tabla 5 indica los valores de la carga distribuida obtenidas en las seis ce=
ldas
de carga en Lb que se muestran en la pantalla de Excel en función del tiemp=
o en
la prueba a 3650,7 N.
Tabla
5 Fuerza
en las celdas de carga.
Fuente: Grupo de Investigaci=
ón.
En la tabla 6 se muestra los datos de =
las
fuerzas obtenidas de las celdas de carga, las fuerzas cortantes, los moment=
os flexionantes y la deflexión
en los seis puntos distribuidos a lo largo de la probeta. Estos
resultados se utilizan para determinar las respectivas gráficas y el anális=
is
de la prueba.
Tabla
6 Análisis
de los resultados de la prueba.
Fuente: Grupo de Investigaci=
ón.
b.1) Distribución de
fuerzas.
En
la figura 7 se observa la fuerza con respecto a la distancia obteniendo una
gráfica que cumple con la distribución de fuerzas que sea mayor en el
empotramiento y vaya disminuyendo hacia el extremo libre de la probeta.
Figura
7:
Distribución de fuerzas.
Fuente: Grupo de Investigaci=
ón.
b.2) Fuerzas cortante=
s.
En
la figura 8 determinamos que el punto más crítico es en el empotramiento P0=
con
un esfuerzo cortante de -1852,684 N y el=
punto
P1 con -1560,101 N, debido al valor de su carga que se aplica en esa distan=
cia.
Figura
8:
Diagrama de esfuerzos cortantes.
Fuente: Grupo de Investigaci=
ón.
b.3)
Momento flector
En
la figura 9 determinamos que el punto más crítico es en el empotramiento P0=
con
un momento flector de 1049,8541 Nm y el punto P1 de 811,2523, debido a la c=
arga
que se aplica en esas distancias.
Figura
9:
Momento flector.
Fuente: Grupo de Investigaci=
ón.
b.4) Deflexión.
En
la figura 10 se observa que la deflexión máxima sobre la probeta de madera a
una carga de 3650,7 N se produce e=
n el
punto seis obteniendo un valor de 0,034m.
Figura
10:
Curva de la deflexión.
Fuente: Grupo de Investigaci=
ón.
c) Prueba II a 2 G de carga.
En esta prueba se consideró el peso del =
avión
sobre una de las alas multiplicado por un factor de carga de 2 G que es 4410 N y la carga muerta =
de la
distribución de fuerzas de 1445,7 N. Para poder determinar la fuerza que de=
be
ejercer el cilindro hidráulico es necesario sumar la fuerza sobre la probet=
a ms
la carga muerta de la distribución de fuerzas obteniendo 5855,7 N.
En
la tabla 12 se puede observar los datos
de la carga que debe soportar la probeta a 2 G del peso del avión UA=
V.
Tabla
12: Fuerza
y presión estimada para el ensayo
Fuente: Grupo de Investigaci=
ón.
La
tabla 13 se indica los valores de la carga distribuida obtenidos en las seis
celdas de carga en la pantalla de Excel en función del tiempo de la prueba a
5855,7 N.
Tabla
13: Fuerza
en las celdas de carga.
Fuente: Grupo de Investigaci=
ón.
En
la tabla 14 se muestra los datos de las fuerzas obtenidas de las celdas de
carga, las fuerzas cortantes y momento flector en los seis puntos distribui=
dos
a lo largo de la probeta.
Tabla
14: Análisis
de los resultados de la prueba.
Fuente: Grupo de Investigaci=
ón.
c.1) Distribución de
fuerzas.
En
la figura 11 se observa la fuerza con respecto a la distancia obteniendo una
gráfica que cumple con la distribución de fuerzas que sea mayor en el
empotramiento y vaya disminuyendo hacia el extremo libre de la probeta.
Figura
11:
Distribución de fuerzas.
Fuente: Grupo de Investigaci=
ón.
c.2) Fuerzas cortante=
s.
En
la figura 12 determinamos que el punto más crítico es en el empotramiento P0
con esfuerzo cortante de -4385,945 N y el punto P1 con -3693,300 N, debido =
al
valor de su carga que se aplica en esa distancia.
Figura
12:
Diagrama de fuerzas cortantes.
Fuente: Grupo de Investigaci=
ón.
c.3) Momento flector.=
En
la figura 13 determinamos que el punto más crítico es en el empotramiento P0
con un momento flector de 2485,3688 Nm y en el punto P1 de 1920,5157 Nm, de=
bido
a la carga que se aplica en esas distancias.
Figura
13:
Diagrama de momento flector.
Fuente: Grupo de Investigaci=
ón.
c.4) Deflexión.
En la figura 14 se observa que la deflex=
ión
máxima sobre la probeta de madera a una carga de 3683,18 N se produce en el
punto seis obteniendo un valor de 0,0795 m.
Figura
14:
Curva de la deflexión.
Fuente: Grupo de Investigaci=
ón.
Conclusiones.
·
Las
estructura del banco de pruebas para ensayos de resistencia estructural de =
alas
y alerones soporta
una carga máxima de 25151 N, y se puede determinar apara una longitud de 17=
00
mm que garantiza el funcionamiento.
· =
Los modelos matemátic=
os
para el dimensionamiento de los elementos constitutivos del banco de prueba=
se
comparó con el análisis de elementos finitos con un factor de seguridad mín=
imo
de 2 para estructuras bajo cargas estáticas, lo que da una idea clara de qu=
e el
banco de pruebas podría trabajar con un rendimiento óptimo a la máxima carg=
a.
· =
Los perfiles, tubo
cuadrado y plancha de acero ASTM A36 utilizado en la construcción de la
estructura del banco de pruebas ofrece las mejores características mecánica=
s,
que permite un amplio margen de diseño de la estructura.
<=
span
style=3D'mso-list:Ignore'>·&nb=
sp;
El banco de pruebas p=
ara
ensayos de resistencia estructural de alas permite obtener los valores de c=
arga
en seis puntos sobre el ala para determinar los valores de esfuerzo cortant=
e,
momento flector y deflexión, gracias a las seis celdas de carga colocadas s=
obre
la probeta de prueba.=
· =
El sistema hidráulico
utilizado tiene una presión hidráulica de 13,79 MPa que genera una fuerza a
tracción máxima de 25151 N necesaria para realizar las pruebas.
· =
El diseño de un módul=
o de
control electrónico para el funcionamiento del banco de pruebas, se realizó=
en
función de las necesidades de accionar la electroválvula que direcciona el
aceite al cilindro hidráulico y el acondicionamiento de las celdas de carga=
.
Referencias
bibliográficas.
·
AISC. (2005).
Manual of Steel Construction. 8th Edition. Chicago
· =
Coughlin & Drisco=
ll,
R. F. (1999), Amplificadores
Operacionales y Circuitos Integr=
ados
Lineales. Mexico D.F.: Prentice Hall
· =
Creus, N. E. (2011). =
Hidraulica. Mexico D.F.: Alfaom=
ega
· =
Megson,
& Gordon, T. H. (2010). An Introduction to Aircraft Structural Analysis=
. London: ELSEVIER B.H.=
· =
Saavedra, A. R. (1990=
). Manual del Piloto Privado (5°
Edicion). Madrid-España: PILOT´S, S.A.Suministros Aeronáuticos
· =
Castaño, F. (En línea=
).Materiales Utilizados en la Industria
Aeronautica. (Citado 12-10-2014) de:=
http://es.scribd.com/doc/140981268/Materiales-Utilizados-en-la-Industria-Ae=
ronautica-Fernando-Castano-Membrives
· =
INTERDEFENSA. UNASUR I. (Citado 15-12-2014) d=
e: http://interdefensa.argentinaforo.net/t9=
239-el-entrenador-unasur-i-depura-sus-lineas.
·
THALES. Sistemas y oluciones para vehículos aé=
reos
no tripulados. (Citado 20-10-2014) de:
https://www.thalesgroup.com/sites/default/files/asset/document/sistemas_y_s=
oluciones_para_vehiculos_aereos_no_tripulados.pdf
Para citar el artíc=
ulo
indexado.
El artículo que se
publica es de exclusiva responsabilidad de los autores y no necesariamente
reflejan el pensamiento de la Revi=
sta
Ciencia Digital.
El articulo queda en propiedad de la revist=
a y,
por tanto, su publicación parcial y/o total en otro medio tiene que ser
autorizado por el director de la R=
evista
Ciencia Digital.
[1] Universidad de las Fuerzas A=
rmadas
ESPE, Departamento de Ciencias de la Energía y Mecánica,Latacunga, Ecuador, grtorres@espe.edu.=
ec.
[2] Universidad de las Fuerzas A=
rmadas
ESPE, Departamento de Ciencias de la Energía y
Mecánica, Latacunga, Ecuador, gmcruz@espe.edu.ec.
[3] Universidad de las Fuerzas A=
rmadas
ESPE, Departamento de Ciencias de la Energía y Mecánica, Latacunga, Ecuador, jsmena@espe.edu.ec.=
[4] Universidad de las Fuerzas A=
rmadas
ESPE, Departamento de Ciencias de la Energía y Mecánica,
Latacunga, Ecuador, grtorres3@espe.edu.e=
c.
[5]Universidad de las Fuerzas Ar=
madas
ESPE, Departamento de Ciencias de la Energía y Mecánica, Latacunga, Ecuador,
hcteran@espe.edu.ec.
[6] Universidad de las Fuerzas A= rmadas ESPE, Departamento de Ciencias de la Energía y Mecánica, Latacunga, Ecuador, vdzambrano@espe.edu.ec.
www.cienciadigital.org Vol. 2, N°1, p. 8-=
18, enero
- marzo, 2018