Análisis estructural del ala de una aeronave tilt-rotor en material compuesto

i Trabajo de Fin de Grado Ingeniería Aeroespacial Análisis estructural del ala de una aeronave tiltrotor en material compuesto. Autor: Pablo Serra Hermoso Tutores: Jesús Justo Estebaranz Israel García García Dpto. de Mecánica de Medios Continuos y Teoría de Estructuras Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2019 Trabajo de Fin de Grado Ingeniería Aeroespacial Análisis estructural del ala de una aeronave tiltrotor en material compuesto Autor: Pablo Serra Hermoso Tutor: Jesús Justo Estebaranz Israel García García Dpto. de Mecánica de Medios Continuos y Teoría de Estructuras Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2019 Trabajo de Fin de Grado: Análisis estructural del ala de una aeronave tilt-rotor en material compuesto Autor: Pablo Serra Hermoso Tutor: Jesús Justo Estebaranz Israel García García El tribunal nombrado para juzgar el Proyecto arriba indicado, compuesto por los siguientes miembros: Presidente: Vocales: Secretario: Acuerdan otorgarle la calificación de: Sevilla, 2019 El Secretario del Tribunal Resumen En los últimos años se ha experimentado un aumento del uso de vehículos aéreos no tripulados para facilitar el tratamiento de una gran variedad de problemas cotidianos de la sociedad actual. Aprovechando esta tendencia, un equipo de investigación de la Escuela Técnica Superior de Sevilla ha desarrollado un UAV tilt-rotor (definiendo el proyecto EMERGENTIA) con el objetivo de mejorar la respuesta ofrecida en misiones de búsqueda y rescate (SAR) a través de la posibilidad de aunar en un solo modelo las ventajas de los dos tipos de aeronaves (ala fija y ala rotatoria) habitualmente utilizadas para estas misiones. Además, se ha decidido que la aeronave se construya por completo de material compuesto debido a las ventajas que ofrece su uso, continuando con la tendencia del aumento de la presencia de estos materiales en las estructuras aeronáuticas. Sin embargo, supone un reto para el grupo de trabajo de estructuras de este proyecto a la hora de elegir correctamente los diferentes laminados a utilizar. Este trabajo se centra en la estructura del ala de dicha aeronave, pretendiendo mejorar la definición de los laminados en este elemento estructural de gran importancia, en diferentes configuraciones de vuelo y para distintos tipos de unión del ala con el fuselaje. Todo este proceso se llevará a cabo mediante el uso de un programa de cálculo estructural basado en el método de elementos finitos. Abstract Recent years have seen an increase in the use of unmanned aerial vehicles (UAVs) in order to facilitate the treatment of a wide variety of current society´s daily life problems. Taking into account this trend, a research team from Escuela Técnica Superior de Ingeniería de Sevilla has developed a tilt-rotor UAV (defining the EMERGENTIA project) whose aim is to improve the response offered in search and rescue missions (SAR) thanks to the possibility of combining the advantages of the two types of aircraft usually used for these missions (fixed wing and rotary wing) in a single model. In addition, it has been decided that the aircraft will be entirely built of composite materials due to the advantage offered by its use; keeping on the trend of increasing the presence of these materials in aeronautical structures. Nevertheless, this pose a challenge to the project´s structures group since they need to choose correctly the plies to use. This thesis is focused on the wing structure of this aircraft and the intention is to improve the definition of the plies lying in such an important structural element in different flight modes and using different types of wing to fuselage joint. The whole process will be carry out using a structural calculation program based on the finite element method. Índice de Ilustraciones Ilustración 1-1. Auxdron LFG [1] 2 Ilustración 1-2. Airrobot AR-180 [27] 2 Ilustración 1-3. Bell V-22 Osprey [6] 4 Ilustración 1-4. TR918 [6] 4 Ilustración 1-5. Lámina carbono-epoxi (60%) [8] 9 Ilustración 1-6. Laminado unidireccional [8] 9 Ilustración 1-7. Tejido [8] 9 Ilustración 1-8. Evolución en el uso de materiales compuestos [11] 10 Ilustración 1-9. Cargas en larguero [28] 12 Ilustración 1-10. Deformaciones en larguero [28] 12 Ilustración 1-11. Built-up web [17] 13 Ilustración 1-12. Built-up truss [17] 13 Ilustración 1-13. Costillas perpendiculares a borde de ataque [9] 14 Ilustración 1-14- Costillas predominantemente paralelas al flujo incidente [9] 14 Ilustración 1-15. Un solo larguero [28] 14 Ilustración 1-16. Configuración habitual de 2 largueros [28] 14 Ilustración 2-1. Prototipos del proyecto EMERGENTIA [20] 17 Ilustración 2-2. Relación de peso estructural y espaciado de costillas. [9] 19 Ilustración 2-3. Distribución inicial de costillas. 20 Ilustración 2-4. Localización de elementos internos y motor en el ala. 22 Ilustración 2-5. Ejemplo machihembrado Céfiro [29] 23 Ilustración 2-6. Empalme mediante placa [9] 23 Ilustración 2-7. Disposición Pin-to-pin [9] 23 Ilustración 2-8 Posibilidades Pin-to-pin del larguero delantero [9] 23 Ilustración 2-9. Ejemplo tracción [8] 25 Ilustración 2-10. Ejemplo cortante [8] 25 Ilustración 2-11. Ejemplos de deformaciones inusuales [9] 26 Ilustración 2-12. Ejemplo de compresión por cortante [10] 27 Ilustración 2-13. De izquierda a derecha: rotura a compresión, tracción y delaminación. [8] 27 Ilustración 2-14. Representación criterios de Tsai-Hill y Tsai-Wu [30] 29 Ilustración 2-15. Representación criterios de Tsai-Hill y Azzi-Tsai-Hill [30] 29 Ilustración 2-16. Evolución de CD frente a ángulo de ataque. 30 Ilustración 2-17. Distribución de la resistencia a lo largo de la semienvergadura (vuelo vertical) 31 Ilustración 2-18. Distribución de la sustentación. 33 Ilustración 2-19. Distribución de la resistencia. 33 Ilustración 2-20. Distribución del momento aerodinámico 34 Ilustración 2-21. Evolución de velocidad equivalente de ráfaga con la altura 36 Ilustración 3-1. Estructura de ala en Catia V5. 38 Ilustración 3-2. Definición de lámina a 45º en larguero superior 39 Ilustración 3-3. Definición de lámina a 45º en costilla 39 Ilustración 3-4. Geometría auxiliar 40 Ilustración 3-5. Particiones generadas en las costillas 40 Ilustración 3-6. Mallado general de toda la estructura 41 Ilustración 3-7. Detalle del mallado de la costilla 41 Ilustración 3-8. Interacciones en todo el modelo. 42 Ilustración 3-9. Coupling elementos internos 42 Ilustración 3-10. Coupling motor 42 Ilustración 3-11. Cargas aplicadas sobre el modelo. 43 Ilustración 3-12. Condición de contorno de empotramiento 44 Ilustración 3-13. Condición de contorno Pin-to-Pin 44 Ilustración 4-1. Zonas críticas según valores de S11 46 Ilustración 4-2. Distribución de tensiones S11 en larguero delantero. 47 Ilustración 4-3. Distribución de tensiones S11 en revestimiento 47 Ilustración 4-4. Distribución de tensiones S11 en costillas 47 Ilustración 4-5. Puntos de concentración de tensión en la costilla de cierre. 48 Ilustración 4-6. Parámetro de Tsai-Hill a lo largo de la estructura 49 Ilustración 4-7. Parámetro de Tsai-Hill en la costilla de cierre. 49 Ilustración 4-8. Parámetro de Tsai-Hill en la lámina LS-1 de la zona superior del larguero delantero 50 Ilustración 4-9. Parámetro de Tsai-Hill en la lámina LS-2 de la zona superior del larguero delantero 50 Ilustración 4-10. Concentraciones de tensión en la costilla de cierre 51 Ilustración 4-11. Distribución de tensiones S11 en larguero delantero y costillas. 51 Ilustración 4-12. Distribución de tensiones S11 en revestimiento 52 Ilustración 4-13. Parámetro de Tsai-Hill en toda la estructura. 52 Ilustración 4-14. Coupling del motor mejorado 53 Ilustración 4-15. Parámetro de Tsai-Hill en la estructura general del ala. 54 Ilustración 4-16. Parámetro de Tsai-Hill en la estructura general del ala. 55 Ilustración 4-17. Detalle de la región cercana junto a la raíz a reforzar. 56 Ilustración 4-18. Parámetro de Tsai-Hill en la estructura global del ala. 57 Ilustración 4-19. Lámina de Larguero Inferior con valor máximo de Tsai-Hill 58 Ilustración 4-20. Desplazamientos en modo de vuelo horizontal. Empotramiento. 58 Ilustración 4-21. Desplazamientos en modo de vuelo vertical. Empotramiento. 59 Ilustración 4-22. Zona crítica según las tensiones S11 (radial) 61 Ilustración 4-23. Zona crítica según las tensiones S12 (acimutal) 61 Ilustración 4-24. Zona crítica según las tensiones S11 61 Ilustración 4-25. Zona crítica según las tensiones S12 62 Ilustración 4-26. Distribución de tensiones S11 en largueros y costillas. 62 Ilustración 4-27. Distribución de tensiones S11 en revestimiento. 62 Ilustración 4-28. Parámetro de Tsai-Hill en estructura general del ala. 63 Ilustración 4-29. Parámetro de Tsai-Hill en costilla de cierre. 64 Ilustración 4-30. Zonas críticas según tensiones S11 (radial) 65 Ilustración 4-31. Zonas críticas según tensiones S12 (acimutal) 65 Ilustración 4-32. Zonas críticas según tensiones S11 66 Ilustración 4-33. Zonas críticas según tensiones S12 66 Ilustración 4-34. Parámetro de Tsai-Hill en estructura general del ala. 67 Ilustración 4-35. Detalle del valor de Tsai-Hill en lámina del Pin Inferior 69 Ilustración 4-36. Desplazamientos modo de vuelo horizontal. Pin-to-Pin. 69 Ilustración 4-37. Desplazamientos modo de vuelo vertical. Pin-to-Pin. 70 Ilustración 4-38. Primer modo de pandeo para el modelo con unión empotrada. 71 Ilustración 4-39. Primer modo de pandeo para el modelo con unión Pin-to-Pin 71 Ilustración 5-1. Distribución de tensiones en material compuesto del ejemplo anterior [10] 73 Ilustración 5-2. Distribución de tensiones en metales del ejemplo anterior [10] 73 Ilustración 5-3. Posibles fallos provocados por impacto. [10] 74 1 1 INTRODUCCIÓN a memoria del trabajo que se presenta se desarrolla en base al estudio de la estructura del ala de la aeronave tilt-rotor asociada al proyecto EMERGENTIA. Debido a los requisitos de la misión para la que se ha planteado su diseño, cuenta con numerosas características que la convierten en una aeronave bastante singular; sin embargo, como se presentará posteriormente, para el desarrollo de este trabajo cabe destacar dos de ellas debido a la influencia directa que presentan sobre el ala: la capacidad para el vuelo horizontal y vertical y la exigencia de fabricación de la aeronave con materiales compuestos. Para contextualizar el desarrollo del trabajo, en este capítulo introductorio se presenta información asociada tanto al proyecto EMERGENTIA como a la utilización de materiales compuestos. 1.1 Proyecto EMERGENTIA El objetivo de este proyecto es el desarrollo de un UAV (Unmanned Aerial Vehicle) enfocado a operar en misiones de búsqueda y rescate (SAR según sus siglas en inglés, Search And Rescue). Dicha aeronave deberá contar con estrategias de control de vuelo y guiado desarrolladas específicamente para este tipo de misiones de forma que facilite la operación de la misma, permitiendo así que pueda ser utilizada por un profesional sanitario sin necesidad de formación específica para ello. La motivación fundamental para el desarrollo de dicho proyecto se encuentra en la respuesta a las dos siguientes preguntas que se plantean. 1.1.1 ¿Por qué un UAV? En los últimos años se ha experimentado un gran desarrollo de la tecnología asociada a los vehículos aéreos no tripulados, ya sean totalmente autónomos (UAV, Unmanned Aerial Vehicle) u operados de forma remota (RPAS Remotely Piloted Aircraft System), gracias en gran medida a la disminución del tamaño de diferentes componentes electrónicos de control y a la optimización de la vida de las baterías que suministran la potencia necesaria. Este desarrollo ha permitido ampliar el abanico de aplicaciones de este tipo de aeronaves debido a las ventajas que ofrece su uso (desde la vigilancia del tráfico hasta aplicaciones militares de mayor exigencia); en concreto, para el caso de misiones SAR se puede destacar la rapidez de respuesta antes diversas situaciones de emergencia, lo cual puede ser diferencial a la hora de salvar vidas; la obtención de información y muestras en un rango bastante amplio; o la posibilidad de ofrecer dicha respuesta sin comprometer la vida de la persona L 2 Introducción que lo opere puesto que lo podría realizar desde una posición segura. En este último aspecto radica la razón por la que se opta por un UAV frente a un posible RPAS, ya que los primeros permiten el uso de la aeronave a un profesional sanitario que se ha de limitar a establecer objetivos de alto nivel como waypoints o el perfil de vuelo (se consigue mejorar la precisión de la misión que se quiere llevar a cabo). Cabe destacar que existen precedentes en la utilización de este tipo de aeronaves para las misiones SAR, como el UAV que aparece en la Ilustración 1-1 diseñada especialmente para el salvamento y rescate en playas, desarrollado por General Drones [1]. En la Tabla 1-1 se presenta información recogida de [2] asociada a algunos de estos usos anteriores en diferentes situaciones críticas. Tabla 1-1. Ejemplos de UAV en situaciones de emergencia Año Catástrofe UAV Misión 2005 Huracán Katrina Silver Fox Búsqueda/Reconocimiento 2010 Terremoto en Haití Elbit Skylark Reconocimiento cartográfico 2011 Inundaciones de Tailandia FIBO UAV-1 Reconocimiento cartográfico 2014 Desprendimientos de tierra SR350 (USA) AR-180 (Ilustración 1-2) Estimación de escombros Como ya se ha comentado, este tipo de aeronaves se encontrará cada vez más presentes en nuestras vidas debido a la versatilidad que ofrecen a la hora de solucionar algunos de los problemas que se plantean en el día a día o mejorar las medidas de seguridad y prevención en distintos ámbitos de la sociedad. Por ese motivo multitud de empresas y centros tecnológicos encuentran interesante Ilustración 1-1. Auxdron LFG [1] Ilustración 1-2. Airrobot AR-180 [30] Análisis estructural del ala de una aeronave tilt-rotor en material compuesto3 investigar en este campo y apostar por el desarrollo de este tipo de proyectos; ejemplo de ello es la empresa argodesign que pretende revolucionar el transporte de heridos en ambulancia mediante el proyecto “Drone Ambulace” planteando la opción de contar con un UAV en el que se puedan llevar a cabo las mismas funciones sanitarias que en las ambulancias convencionales, pero reduciendo drásticamente los tiempos empleados tanto en la respuesta como en el regreso al centro médico de partida, lo cual podría salvar muchas vidas. Se puede encontrar más información en [3]. 1.1.2 ¿Por qué una aeronave convertible? La mayoría de las aeronaves no tripuladas utilizadas para misiones SAR se suelen agrupar en dos tipos diferentes: aeronaves de ala fija o de ala rotatoria. Ambos tipos ofrecen diferentes cualidades en vuelo por lo que la elección de un tipo u otro dependerá de los requisitos que exija la misión en cuestión. En la Tabla 1-2 se presenta una comparación de ambos diseños en base a algunas de las características fundamentales para abordar este tipo de misiones. Tabla 1-2. Comparación ala fija-rotatoria Característica Ala Fija Ala Rotatoria Alcance y autonomía Mayor Menor Capacidad de carga Mayor Menor Capacidad de despegue/aterrizaje sin infraestructura exterior para ello (pista, catapulta...) No Sí Capacidad vuelo a punto fijo No Sí Capacidad de vuelo vertical No Sí Lo que se pretende conseguir con una aeronave convertible es aunar las ventajas de ambos tipos en una sola aeronave. Así, por un lado se consigue ostentar las posibilidades tan importantes para misiones SAR que ofrecen las aeronaves de ala rotaria entre las que cabe destacar la capacidad para despegar/aterrizar en zonas no preparadas para ello y la capacidad de vuelo vertical y de mantener un vuelo a punto fijo posibilitando suministro de mercancía vital o recogida de muestras; mientras que por otro lado presentan una fase de crucero similar a los aviones de ala fija con un alcance, autonomía y velocidad de vuelo elevados (debido a la forma de generar la sustentación y la eliminación del límite de velocidad impuesto por los efectos de compresibilidad en el caso de alas rotatoria), cualidades ideales para misiones de monitorización a distancia, búsqueda y exploración. Como ya se ha comentado, la elección del tipo de aeronave siempre está determinada por la misión que se propone; sin embargo, en el mayor número de ocasiones, no se conoce con exactitud los requisitos de la misión que es conveniente abordar en ese momento hasta que no se llega al lugar de la catástrofe, obligando así a contar con una flota de ambos tipos de aeronaves con el objetivo de estar preparado ante cualquier situación posible. En cambio, con una aeronave convertible, tan sólo sería necesario tomar dicha aeronave y decidir el modo de operación una vez se conozcan los datos suficientes, ahorrando así en el número de aeronaves necesarias por parte de los servicios de emergencia y en el espacio necesario en el VIR para transportar los dispositivos hasta la zona de acción. A pesar de las ventajas que ofrecen este tipo de aeronaves, es cierto que no es común verlas en operación (ya sea civil o militar) debido a los elevados costes de su desarrollo, su complejidad 4 Introducción mecánica-estructural para realizar la transición entre ambos modos de vuelo y el riesgo que ha supuesto su experimentación en los diferentes proyectos que se han llevado a cabo a lo largo de la historia. Según [4] la idea de realizar estas aeronaves tilt-rotor surge en la década de 1930, estando patentado el primer diseño con estas características por George Lehberger, aunque nunca superó una fase conceptual. El Focke-Achgelis Fa 269 fue el primer prototipo construido, llevado a cabo por los alemanes en la Segunda Guerra Mundial aunque tampoco se llevó a cabo la fabricación del mismo para el vuelo. En la década de 1950 se construyeron varias aeronaves de este tipo, como son el Trascendental Model 1-G, el cual quedó destruido por un accidente en 1955 o el Bell XV-3, que sirvió para sacar a la luz numerosos problemas de estos diseños como el sometimiento a fuertes vibraciones. Con el posterior desarrollo del XV-15 (usado para investigar posibles aplicaciones de estas aeronaves), se llega al comienzo del programa del Bell V-22 Osprey (1981) convirtiéndose en el primer tilt-rotor en entrar en producción en serie. Utilizado por la Fuerza Aérea y el cuerpo de los Marines de los Estados Unidos en numerosas misiones de transporte de tropas, asalto, búsqueda y rescate, etc., a pesar de las dudas generadas en el congreso acerca de la rentabilidad de su uso debido a su elevado coste y el número de accidentes reportados. De cara al futuro se presenta la tercera generación tilt-rotor Bell V-280 Valor que pretende reemplazar por completo en 2030 al UH-60 Black Hawk. La aplicación de este tipo de aeronaves como UAV viene marcado por el comienzo del programa Eagle Eye en 1993, desarrollando en primer lugar el prototipo a escala 7/8 TR911X (con la característica diferenciadora de contar con un fuselaje realizado con material compuesto) cuyo éxito en el programa de pruebas dio paso a la construcción de la aeronave a escala real TR918, con un sistema tiltrótor basado en el del V-22. La Guardia Costera de los Estados Unidos introdujo esta aeronave en su programa Deepwater, aunque también levantó interés entre la Armada y los cuerpos de los marines [5]. Por otro lado, merece mención el modelo NASA GL-10 desarrollado por la NASA con una propulsión híbrida o eléctrica y que tiene varias funciones potenciales en sus diferentes versiones: desde transporte de personas hasta el transporte de pequeña mercancía o rastreo para las versiones a escala que se están realizando hasta el momento con el objetivo de realizar todas las pruebas necesarias al modelo. En cuanto al futuro de estas aeronaves, Bell ha presentado el dron de vigilancia V-247 (2023) junto con la marina de los Estados Unidos, concebido para desplegarse en plataforma marítimas. Se puede ampliar la información de todos los modelos citados en [6]. Ilustración 1-4. TR918 [6] Ilustración 1-3. Bell V-22 Osprey [6] Análisis estructural del ala de una aeronave tilt-rotor en material compuesto5 1.2 Materiales compuestos Como se ha comentado anteriormente, uno de los requisitos que se establecen en el proyecto EMERGENTIA es el de fabricar la aeronave completa con materiales compuestos, por lo que conviene presentar algunas de las características de estos materiales, así como comentar su implementación en el sector aeronáutico. Se considera material compuesto a toda aquella combinación de materiales diferentes en composición o forma en una escala macroscópica, con interfase de separación entre ellos y manteniendo cada uno sus propiedades de forma que no se disuelven o se unen por completo uno con el otro a pesar de actuar conjuntamente. Aunque se suele presentar como un concepto relativamente novedoso, realmente la existencia de materiales compuestos naturales se remonta a millones de años atrás, como puede ser el caso de algas marinas, huesos o madera, la cual fue ampliamente utilizada en los inicios de la aviación. Sin embargo, el desarrollo de los materiales compuestos artificiales responde a la cantidad de ventajas que ofrecen frente a la mayoría de materiales que se empleaban habitualmente en el sector aeroespacial (algunas de las cuales se presentarán a lo largo del capítulo), en este sentido se puede adaptar la definición que se ajuste mejor a dichos materiales, entendiendo los materiales compuestos como un conjunto de fibras de pequeño diámetro y gran resistencia-rigidez embebidas en una matriz homogénea. Así, se obtiene un material anisótropo, cuyas propiedades mecánicas y físicas varían en función de la dirección en la que se sitúe la fibra. Según [7] el desarrollo de estos materiales comenzó en la década de 1960 con la utilización de plásticos reforzados con fibra de vidrio para palas de los helicópteros, aunque no se utilizaba en los aviones de ala fija debido a la falta de fiabilidad en su resistencia y rigidez. Además, el alto precio de la fabricación de estructuras en materiales compuestos en comparación con la utilización de los materiales habituales (debido al alto coste de las materia primas necesarias para obtenerlas, al coste de producción y herramientas necesarias o al proceso de certificación) retrasó la utilización de estos materiales en las estructuras aeronáuticas. Sin embargo, conforme se avanzó en el desarrollo de nuevas fibras con mejores prestaciones estructurales, se consiguieron propiedades específicas (fundamentalmente resistencia y rigidez específicas) bastante elevadas en comparación con algunos de los materiales que habitualmente se utilizaban en el sector. Así, los materiales compuestos comenzaron a formar parte de estructuras tanto secundarias como posteriormente (cuando se consiguieron valores suficientemente elevados de rigidez-resistencia) primarias de las aeronaves. El elevado ratio resistencia o rigidez frente a peso, lo convierten en un material excelente para las aplicaciones aeroespaciales donde es fundamental reducir el peso todo lo posible. Además de esta, también destacan las siguientes características de estos materiales:  No presentan deformación plástica (el límite de elasticidad se corresponde con el límite de rotura).  Presentan buena resistencia a fatiga. Los valores de este resistencia a fatiga se sitúan en torno al 90% de la resistencia a fractura con carga estática, muy superior al 35% presentado por las aleaciones de aluminio o al 50% de las aleaciones de hierro y titanio. (Datos obtenidos de [8])  Presentan buena resistencia a corrosión (a excepción de los casos en los que existe contacto entre aluminio y fibras de carbono en los que se genera corrosión galvánica).  No son sensibles a la mayoría de productos químicos empleados en motores como aceite, grasa, líquido hidráulico, combustibles… aunque los disolventes de pintura atacan las resinas epoxi.  Presentan una resistencia al impacto de nivel media-baja (inferior a la de los materiales metálicos). 12 Introducción sobre esta superficie, transmitiéndolas a los demás elementos estructurales de apoyo como largueros o costillas. Por otro lado, existe diferencia entre la zona superior e inferior del revestimiento. Debido a que los factores de carga positivos a los que se someterá la aeronave en su actuación son mayores que los factores de carga negativos, en la piel superior aparece un estado de compresión crítica mientras que en la inferior se presentan un estado de tracción de menor relevancia; así, las tensiones de tracción admitidas en el caso de la piel inferior estás determinadas en base a consideraciones de fatiga, mientras que para la piel superior, estos límites se establecen según la máxima tensión de compresión (el valor medio de las tensiones de trabajo en ambos casos son del mismo orden de magnitud). A la hora de diseñar la piel, hay que llegar a una solución de compromiso en cuanto al espesor se refiere puesto que por un lado, es conveniente que sea lo más bajo posible para tratar de reducir el peso de la estructura, pero, por otro lado, un aumento de este espesor disminuye los valores de tensión de forma que aumentará la rigidez a torsión y la resistencia estructural (incluyendo mejor comportamiento a fatiga). Se han desarrollado diferentes métodos para conseguir un diseño óptimo de estos paneles debido a que representan entre el cincuenta y el setenta por ciento del peso estructural del ala, haciendo que la eficiencia sea un valor clave. Sin embargo, ante situaciones de carga combinada, los mejores resultados se suelen obtener introduciendo diferentes modificaciones mediante procedimientos de “prueba y error”. 1.3.2 Largueros Los largueros son los elementos estructurales más importantes del ala (sobre todo en las alas sin apoyos externos del tipo voladizo) debido a que cuando cualquier otra parte del ala se encuentra sometida a algún tipo de carga, la tensión suele ser transmitida a estos largueros. Especialmente suele soportar (aunque depende del diseño) la mayor parte del momento flector generado por la sustentación del ala y que se transmite a los largueros desde la cubierta a través de las costillas. Se establecen a lo largo de toda la envergadura del ala desde la zona del encastre hasta la punta, de forma similar a una viga en voladizo con su empotramiento en la raíz del ala y el número de ellos puede ser variable. A pesar de que conforme aumenta el número de largueros, se reduce la tensión de las costillas y crece la capacidad para soportar la flexión, se suelen emplear dos largueros (como mínimo) debido a cuestiones de espacio fundamentalmente (siempre que con estos se asegure la resistencia estructural del ala). Independientemente del número, los largueros delanteros y traseros forman parte del cajón de torsión del ala y normalmente también se utilizan para fijar las superficies de control tanto de borde de ataque (slats) como de borde de salida (flaps, alerones…). En las Ilustraciones 1-9 y 1-10 se presentan esquemáticamente cargas y deformaciones que soporta el larguero. De forma general, se pueden distinguir dos tipos de largueros: aquellos que presentan una superficie plana como alma (built-up web) o aquellos que sustituyen la sección del alma por una serie de Ilustración 1-10. Deformaciones en larguero [30] Ilustración 1-9. Cargas en larguero [30] Análisis estructural del ala de una aeronave tilt-rotor en material compuesto13 refuerzos diagonales (built-up truss). A la hora de evaluar la eficiencia de un larguero, como en la mayoría elementos, se suele tomar en consideración el coste o dificultad de fabricación y su capacidad para soportar las cargas, donde se presta especial atención a la rigidez a cortante; al comparar ambos tipos se establece que los built-up truss, a pesar de que en ciertos casos puede suponer un ahorro de peso (factor diferencial), requieren de un proceso de fabricación más complejo y de mayor tiempo, además de no contar con un diseño fail-safe debido a la baja redundancia que presenta. En ambas Ilustraciones (1-11 y 1-12) se pueden observar las dos partes por las que está formados estos largueros: el alma (web), el cual es una lámina en el tipo “web” o perfiles diagonales en el tipo “truss” que en ambos casos suelen presentar elementos verticales rigidizadores para evitar el pandeo del larguero; y los cordones (cap) que sitúan en la parte superior e inferior. [16] 1.3.3 Costillas Las costillas son elementos estructurales cuya función principal es la de conseguir transmitir las cargas que se generan en la superficie del revestimiento a los largueros, así como mantener la forma aerodinámica de todo el revestimiento, necesaria para conseguir un flujo aerodinámico adecuado. Además de estas funciones principales, también sirven para redistribuir (ya sea hacia los largueros o los paneles) las cargas puntuales que se presenten en el ala o concentraciones de carga debido a cambios de sección; aportar mayor estabilidad contra el posible pandeo de los paneles del revestimiento (debido a las cargas de compresión); proporcionar un refuerzo adicional para aquellas zonas en las que se una la estructura del ala a elementos concretos como superficies de control, el motor o el tren de aterrizaje (en caso de que se situasen sobre el ala); o como sellado de los depósitos de combustible. Se pueden diferenciar diferentes tipos de costillas en función de la forma que presenten, su disposición a lo largo del ala o su fabricación, aunque al igual que con los largueros, se presentarán los dos tipos que se encuentran en base a su geometría: costillas tipo lámina o tipo tirante (con perfiles). En el caso de tipo lámina consisten fundamentalmente en una placa con la forma del perfil, entre las que se pueden diferenciar aquellas para soportar carga baja, construidas a partir de láminas (normalmente de metal) y que suelen presentar agujeros de aligeramiento, como pueden ser las costillas de cierre de algunas secciones como depósito de combustible; o por otro lado, aquellas para soportar cargas más elevadas, construidas a partir de procesos de forja o fresado de un bloque del material de trabajo (destinadas a zonas con necesidad de refuerzo, como el anclaje del tren de aterrizaje o el motor). En el caso de las de tipo tirante se construyen a partir de perfiles unidos entre sí, de forma que dichas uniones suelen presentar problemas de concentración de tensiones. Ilustración 1-12. Built-up truss [17] Ilustración 1-11. Built-up web [17] 14 Introducción Respecto a la disposición de las misma, se presentan dos posibilidades: perpendicular al borde de ataque o paralelas al flujo incidente (en el caso de alas rectas, ambas van a coincidir). Aquellas paralelas al flujo incidente parecen respetar mejor el flujo debido a la disposición de las uniones costilla-revestimiento aunque han presentado cierta controversia a la hora de confirmar la seguridad de la estructura; sin embargo, se pueden encontrar precedentes de ambos tipos. En la Ilustración 1- 13 y 1-14 se presentan ejemplos de ambos casos. 1.3.4 Cajón de torsión. El cajón de torsión ya presentado con anterioridad está formado por los largueros delantero y trasero y el revestimiento superior e inferior (con o sin larguerillos de refuerzo). Está concebido para soportar las cargas generadas por momentos torsores, y por ello se hacía hincapié en la necesidad de tener al menos dos largueros (delantero y trasero) ya que son las estructuras cerradas las que presentan un mejor comportamiento frente a la torsión; lo cual queda reflejado en la Ilustración 1- 15 y 1-16. En caso de que se tratase un solo larguero principal, sería conveniente que este mantuviera esta idea, tomando forma circular. Normalmente, se entiende que presentan capacidad estructural todos los elementos que se encuentren en el interior de este cajón de torsión, de forma que existen “largueros falsos” cuya Ilustración 1-15. Un solo larguero [30] Ilustración 1-16. Configuración habitual de 2 largueros [30] Ilustración 1-14- Costillas predominantemente paralelas al flujo incidente [9] Ilustración 1-13. Costillas perpendiculares a borde de ataque [9] Análisis estructural del ala de una aeronave tilt-rotor en material compuesto15 función se basa en dar soporte a las superficies de control o “costillas falsas” con la única idea de mantener la forma del perfil; ambos situados fuera de los límites definidos por el cajón de torsión. 1.4 Método de elementos finitos El método de elementos finitos es un método numérico que permite la resolución de problemas complejos en diferentes ámbitos de la ingeniería (mecánica de fluido, mecánica de sólidos…), concebido para ser implementado en un software debido a la elevada carga de cálculo numérico que presenta. Precisamente, el desarrollo de esta metodología está ligada a la evolución que experimentan las tecnologías empleadas en softwares y computadores de mediados-finales del siglo XX en cuanto a capacidad de cálculo y procesamiento de datos, normalizando su uso en este tipo de cuestiones de diseño estructural. La implementación de este método ha conseguido simplificar los procedimientos habitualmente utilizados anteriores a su desarrollo y reducir considerablemente el tiempo invertido para el cálculo estructural. Como ya se ha dicho, es una herramienta numérica basada en la resolución de ecuaciones con derivadas parciales y que permite encontrar una solución aproximada perfectamente válida desde el punto de vista ingenieril ante problemas prácticas de gran complejidad. La base del método es la discretización del sistema, desde el punto de vista físico y matemático, a la hora de abordar el cálculo estrucutral. La discretización física consiste en separar al sistema en diferentes partes denominadas elementos interconectadas por nodos, que son los puntos discretos en los que se obtendrán la solución; por otro lado, la discretización matemática consiste en discretizar las variables continuas a partir de una serie de funciones interpolantes y de los valores en los nodos. El procedimiento de resolución se fundamenta en el cálculo de los desplazamientos en cada uno de los nodos, a partir de los cuales se pueden hallar las deformaciones y las tensiones en los mismos. Los valores en el resto de la estructura se calculan interpolando esos valores que se han obtenido en los nodos mediante las funciones interpolantes; por ello, la precisión de la solución suele depender en gran medida de qué funciones se empleen para la interpolación. Para hallar esos valores discretos primero es necesario conocer la matriz de rigidez del sistema (K), que depende de las propiedades del material y de las características de las funciones interpolantes y el vector de las cargas aplicadas en los nodos. Así, se obtiene una ecuación matricial de la forma: [𝑃]=[𝐾]·[𝑢] 1.5 Objetivos del proyecto Los objetivos del proyecto son los siguientes:  Determinación de los laminados de material compuesto que se utilizarán para la constitución del ala en base a pautas de diseño encontradas en la literatura.  Presentación de una alternativa mejorada con respecto a la desarrollada en el proyecto EMERGENTIA para la unión del ala con el fuselaje y estudio estructural de ambos modelos.  Realizar dicho estudio estructural bajo cargas de trabajo lo más próximas posibles a las que se esperan en operación normal de la aeronave, así como considerar aquellas presentadas en la normativa aplicable. 16 Introducción Para abordar el análisis estructural se ha utilizado Abaqus, el cual es un conjunto de programas informáticos de simulación que aplica el método de los elementos finitos para realizar cálculos estructurales de diferentes características. El análisis que se ha planteado en este caso es de tipo estático. 1.6 Estructura del documento El documento se ha divido en diferentes apartados, representando cada uno de ellos diferentes fases del desarrollo de todo el proyecto.  2. Consideraciones previas: en este apartado se ha presentado la estructura del ala que se va a analizar, las cargas que soportará en los diferentes modos de vuelo e información acerca de los materiales compuestos que será necesaria para el desarrollo del proyecto.  3. Modelado en Abaqus: se presentan las diferentes partes del modelo que se ha generado en Abaqus para poder realizar los diferentes análisis.  4. Resultados: se presentan los resultados más relevantes obtenidos de los análisis realizados y se proponen unas secuencias de laminado finales.  5. Conclusiones: Se comparan los resultados obtenidos de las dos alternativas propuestas y se proponen líneas futuras de trabajo para continuar con la mejora del diseño. 17 2 CONSIDERACIONES PREVIAS Para poder llevar a cabo el análisis se ha de presentar la estructura del ala que se pretende analizar, así como algunas cuestiones relativas al diseño de los laminados de material compuesto sobre el ala, las cargas que se supondrán en el estudio y los criterios de fallo que se van a emplear. 2.1 Estructura del ala En primer lugar, para que este proyecto EMERGENTIA (y cualquier desarrollo de una aeronave) se pueda llevar a cabo es necesario la colaboración de multitud de disciplinas diferentes. Así, el proyecto se ha divido en diferentes paquetes de trabajo de forma que este trabajo se puede enmarcar en el WP5, “Estudio de la Estructura de la Plataforma”, del cual se puede obtener más información en [18]. Para el éxito del proyecto se requerirá un flujo de información fluido entre las diferentes áreas, así en el desarrollo de este trabajo, se ha interactuado con el director del proyecto EMERGENTIA Sergio Esteban Roncero, para obtener datos necesarios de otras áreas de trabajo que se irán presentando a lo largo de la presente memoria. En relación a dicho proyecto EMERGENTIA se han desarrollado dos prototipos diferentes (presentados en la Ilustración 2-1) para disminuir los riesgos asociados al desarrollo de una sola configuración específica. Sin embargo, el estudio que se lleva a cabo en este trabajo se va a centrar en la estructura del ala del prototipo de aeronave convencional con dos rotores ubicados en las puntas de las alas (el que se sitúa a la derecha en la Ilustración 2-1). Cabe destacar que inicialmente, el ala de este modelo contaba con una flecha negativa de 5.07º medida desde la línea de c/4. A pesar de realizar una primera iteración con esta disposición, tras una de las reuniones con el director del proyecto Sergio Esteban Roncero, se eliminó este ángulo de flecha y se trabajó con un ala recta, conservando las demás características; en la Tabla 2-1 se presentan algunas de ellas, obtenidas directamente del equipo investigador. Ilustración 2-1. Prototipos del proyecto EMERGENTIA [20] 18 Consideraciones Previas Tabla 2-1. Características generales del ala Características Valor Envergadura (m) 2.264 Superficie Alar (𝑚2) 0.46 Cuerda en la raíz (cm) 22.63 Espesor máximo de la cuerda en la raíz (cm) 5.21 Cuerda en la punta (cm) 14.75 Espesor máximo de la cuerda en la punta (cm) 3.25 Diedro (º) 5 Posición estimada de superficies de control (% de cuerda) 75 2.1.1 Largueros En un principio la estructura del ala cuenta con dos largueros con sección en I, situados al 25% y 70% de la cuerda. Según lo encontrado en la literatura [9], una posición habitual de los slats (dispositivos hipersustentadores delanteros) para un rendimiento habitual suele situarse en torno al 25% de la cuerda, llegando hasta 30% o 40% en el caso de necesitar mayor efectividad de los mismos; en caso de considerar la introducción de estos elementos en futuras iteraciones del proyecto, esta posición del larguero delantero sería, a priori, la mejor opción. Además de lo anterior, esta posición parece apropiada para hacer frente a las cargas aerodinámicas debido a que coincide con la posición aproximada del centro aerodinámico de los perfiles. Por otro lado, el diseño actual cuenta con flaps de borde de salida; en referencia a estos se indica que su posición habitual se sitúa en torno al 60% de la cuerda. En nuestro caso, se han situado en el 75%, lo cual tiene sentido puesto que al ser una aeronave tilt-rótor, se intuye que no se requerirá una gran prestación por parte de los mismos debido a que no existen esas fases del vuelo críticas desde el punto de vista de la sustentación en aviones de ala fija como el despegue o el aterrizaje. Además, se está respetando el margen del 5-10% entre la posición del larguero y los flaps, destinado a albergar los sistemas de control de estos elementos. Cabe destacar que en la gran mayoría de ocasiones en las que se utilizan tan sólo dos largueros, existe un larguero principal y otro secundario concebido entre otros aspectos para cerrar el cajón de torsión y como apoyo estrucutual. En caso de que fuese interesante un cambio de la posición de estos tras el análisis, hay que tener en cuenta que cuanta más distancia existan entra ambos largueros, mayor será la sección transversal del cajón de torsión y por lo tanto su capacidad para soportar esfuerzos torsores; sin embargo, esta separación suele conllevar un menor espesor de los largueros (puesto que se alejan de la zona de máximo espesor del perfil) de forma que se reduce su eficiencia ante el momento flector. 2.1.2 Costillas Inicialmente la estructura del ala presenta 11 costillas. A priori, puede parecer demasiado, teniendo en cuenta las dimensiones del avión, la misión que espera desarrollar y el hecho de que se emplearán materiales compuestos para su fabricación, lo cual queda reflejado en [19], donde este número se ve reducido a 6. Sin embargo, el hecho de que inicialmente se hayan planteado 11 costillas, permite la posibilidad de adaptar su posición para conseguir una mejora en la distribución de las mismas. Análisis estructural del ala de una aeronave tilt-rotor en material compuesto19 Según lo que se establece en [9], [16] o [7] la disposición de las costillas dependerá de varios aspectos. En primer lugar se han de tener en consideración en el estudio del peso total. En este sentido, se presenta en la Ilustración 2-2 la tendencia que toma el peso total de la estructura conjuntamente con el peso relativo entre las costillas y el revestimiento del ala (para un valor fijado de las características globales del ala, como el alargamiento); de forma general, para un mismo peso estructural es conveniente aumentar el espaciado entre las costillas puesto que resultará en un ahorro del coste y una reducción del peligro de fatiga (disminuye el porcentaje de peso soportado por las costillas). Ilustración 2-2. Relación de peso estructural y espaciado de costillas. [9] Por otro lado, también se suele tomar como criterio la profundidad del cajón de torsión (distancia entre larguero delantero y trasero), de forma que el espaciado entre costillas suele aumenta conforme mayor es dicha distancia. La mayoría de alas presentan estrechamiento (como en este caso) de forma que la profundidad del cajón será variable a lo largo de la envergadura, definiendo así la tendencia de tomar un espaciado entre costillas variable como disposición ideal. Otro aspecto a tener en cuenta es la orientación que presentarán estas costillas a lo largo de su distribución, diferenciándose habitualmente entre paralelas a la línea de vuelo o perpendiculares al borde de ataque. Tras la modificación del ángulo de flecha comentada anteriormente, no será relevante esta decisión puesto que en las alas rectas ambas distribuciones coinciden. Sin embargo se puede comentar la decisión previa a dicho cambio de tomarlas perpendiculares al borde de ataque. A pesar de que las que se sitúan paralelas a línea de vuelo suelen perturbar en menor medida el flujo que atraviesa el perfil debido a la disposición de las uniones; se tomó la otra opción puesto que se consigue ahorrar peso (debido a que las costillas tienen menor longitud al “recorrer” la mínima distancia entre los bordes de ataque y de salida) y facilita la distribución de esfuerzos en el cajón de torsión. Como se ha presentado en el capítulo de introducción, existen determinados puntos a lo largo de la envergadura del ala que requieren de un refuerzo estructural, como puede ser la zona de separación entre alerones y flaps, la cogida de los motores o del tren de aterrizaje. La disposición de estos puntos suelen ser la que marque la distribución inicial de las primeras costillas, a partir de las cuales se distribuyen las demás. En el caso en estudio, la aeronave será propulsada por energía eléctrica de forma que no existen depósitos de combustible sobre el ala, los cuales son los que suelen requerir una disposición de costillas particular para su cierre; de forma que se va a tomar la posición inicial de tres costillas:  Costilla de raíz: será la costilla que se encuentre más cerca de la unión del ala con el fuselaje donde los esfuerzos suelen ser mayores. Además, esta costilla podría cumplir con la función adicional de soporte externo en caso de que en futuras iteraciones se plantease la posibilidad de 20 Consideraciones Previas que la aeronave lleve un elemento de transporte anclado en su parte inferior para presentar una capacidad de carga auxiliar al interior del fuselaje.  Costilla central: esta costilla se va a situar en el punto de separación entre alerones y flaps. Dicho punto se puede hallar fácilmente gracias a las gráficas de la distribución de sustentación (Ilustración 2.12, 2.13, 2.14), concretamente en torno al punto de corte de las gráficas correspondientes a dos situaciones diferentes: alerones desplegados/ flaps retraídos y alerones retraídos/flaps desplegados.  Costilla de apoyo del motor: esta es la costilla de cierre situada en la punta del ala. Es posible que ante la complejidad del mecanismo necesario para realizar la transición de los motores entre los dos modos de operación (vertical y horizontal), esta costilla esté sujeta a cambios de posición, pero como primera aproximación se situará en el extremo del ala. Además de estas tres costillas, en los posteriores análisis se incluirán algunas costillas adicionales, distribuidas en los espacios disponibles entre estas tres principales siguiendo los criterios anteriormente presentados. Inicialmente se parte con 6 costillas, cuya distribución se presenta en la Tabla 2-2 donde se indica la distancia relativa entre ellas medida sobre el larguero delantero. Tabla 2-2. Intervalos de separación entre costillas. Intervalo Distancia (mm) Raíz - Costilla de raíz (C1) 70.1 C1 - C2 260 C2 - Costilla central (C3) 240 C3 - C4 200 C4 - C5 200 C5 – Costilla de cierre (C6) 159.1 La numeración de las costillas se establece de menor a mayor desde la raíz hasta el extremo del ala, asociándose 1 a la costilla de raíz y 6 a la costilla de cierre. La disposición inicial se refleja en la Ilustración 2-3. Ilustración 2-3. Distribución inicial de costillas. Análisis estructural del ala de una aeronave tilt-rotor en material compuesto21 2.1.3 Elementos internos del ala A parte de los elementos estructurales del ala como los largueros o las costillas, el espacio interior puede ser aprovechado para situar algunos elementos necesarios para el vuelo de la aeronave. En la mayoría de las aeronaves convencionales, este espacio se ocupa fundamentalmente por el combustible; sin embargo, como se ha comentado anteriormente, se pretende que la propulsión de la aeronave sea eléctrica, por lo que se elimina esa posibilidad. Tras comentarlo con la dirección del proyecto, todavía no se han planteado una distribución de los elementos necesarios para esta generación eléctrica o el control de vuelo (o de cualquier otro ámbito) en el interior del ala; sin embargo, se ha considerado oportuno realizar una estimación del peso de los mismos para introducirlo en el modelo y que el análisis refleje en mayor medida la situación normal de la aeronave. Entre lo que se pretende incluir se presentan elementos asociados al sistema de datos de vuelo, como pueden ser sensores de aceleración, velocidad, ángulo de ataque, velocidades del motor o estado de la batería y, por otro lado, también se puede hacer referencia a las partes necesarias para la generación de la energía eléctrica que propulsa a los motores, a partir de la transformación de la energía almacenada en las baterías, como convertidores DC/AC bidireccional, convertidores DC/DC, sistema electrónico de control de velocidad y demás elementos que se podría incluir en el conjunto de sistemas electrónicos embarcados de alta eficiencia que tantas veces se menciona en [20], debido a que representan una de las partes más importantes del proyecto EMERGENTIA. El hecho de distribuir estos dispositivos en el ala posibilita la disponibilidad de mayor espacio en el fuselaje, donde se propone incluir las baterías ya que son elementos que ocupan un mayor volumen y la carga de pago (además de algún otro subsistema que se requiera). Para la estimación de los pesos de estos elementos, se han tomado los pesos de las diferentes partes de la aeronave (obtenidos de [20] y [19]), representados en la Tabla 2-3. Para comprobar que el peso obtenido asociado a subsistemas es coherente, se ha comparado con aeronaves similares, en concreto con el UAV NASA GL-10 desarrollado por la NASA cuyas características se pueden encontrar en [21]. Así, dicha aeronave presenta un peso de 1.9 kg para todo el sistema de datos de vuelo y, teniendo en cuenta que es un avión de un tamaño algo mayor que el de nuestro proyecto, con un mayor número de motores, se ha considerado tomar un peso de 1.4 kg para este sistema. Por otro lado, para el sistema electrónico de transmisión de la energía desde las baterías hasta los motores se han reservado los 1.2 kg restantes, lo cual puede resultar razonable tras consultar los pesos de convertidores DC/AC o DC/DC comerciales encontrados en portales de venta y, teniendo en cuenta la introducción de nuevos componentes en investigación para tratar de reducir el peso de estos componentes y aumentar su eficiencia. Tabla 2-3. Distribución de pesos Componente Peso (kg) Peso máximo 18.77 Peso operativo en vacío (estructuras, subsistemas y sistema moto-propulsor) 8.60 Peso de los motores 1 Peso de la estructura (Ala, fuselaje y estabilizadores) 5.014 Peso de las baterías 5.20 Peso subsistemas 2.6 En cuanto a la distribución sobre el ala, se ha considerado oportuno situarlos en las zonas en las que se presenta más espacio, cercanas a la unión entre el ala y el fuselaje. A pesar de que no refleje la 28 Consideraciones Previas ser muy exactos debido a que no contemplan el carácter anisótropo de los materiales compuestos. Por ello, existen criterios más complejos en los que sí que existe interacción entre tensiones y deformaciones en diferentes direcciones; aquí se van a presentar tres que además están implementados en la herramienta Abaqus, aunque se prestará especial atención al criterio de Tsai- Hill debido a que suele ser el que se toma como referencia en la mayoría de estudios de estructuras de material compuesto. Para asegurar que el material no rompe, el resultado de introducir el campo de tensiones en las expresiones de cada criterio ha de ser inferior a la unidad.  Criterio de Tsai-Hill: ciertos parámetros de la expresión toman diferentes valores en función de que el material se encuentre sometido a tracción o a compresión. 𝜎112 𝑋2−𝜎11𝜎22 𝑋2+𝜎222 𝑌2+𝜎122 𝑆2<1 (2.1) {𝑆𝑖 𝜎11>0 → 𝑋=𝑋𝑡 𝑆𝑖 𝜎11<0 → 𝑋=𝑋𝑐 {𝑆𝑖 𝜎22>0 → 𝑌=𝑌𝑡 𝑆𝑖 𝜎22<0 → 𝑌=𝑌𝑐  Criterio de Tsai-Wu: en este caso se han de definir una serie de parámetros que aparecen en la expresión. 𝐹1𝜎11+𝐹2𝜎22+𝐹11𝜎112+𝐹22𝜎222+𝐹66𝜎122+2𝐹12𝜎11𝜎22<1 (2.2) 𝐹1=1 𝑋𝑡+1 𝑋𝑐 𝐹2=1 𝑌𝑡+1 𝑌𝑐 𝐹11=− 1 𝑋𝑡𝑋𝑐 𝐹22=− 1 𝑌𝑡𝑌𝑐 𝐹66=1 𝑆2 El valor de F12 se puede definir en base a la tensión equibiaxial (asociada a mismos valores de tensión por cada eje) o a partir de F11 y F22, que es la que se ha tomado en este caso: 𝐹12=𝑓√𝐹11𝐹22 −1<𝑓<1  Criterio de Azzi-Tsai-Hill: la expresión en este caso es la misma que para el criterio de Tsai- Hill pero tomando el valor absoluto del producto cruzado. (se mantiene el mismo criterio para las expresiones de X e Y). 𝜎112 𝑋2−|𝜎11𝜎22| 𝑋2+𝜎222 𝑌2+𝜎122 𝑆2<1 (2.3) Cabe destacar que las direcciones “11” y “22” se corresponden con la dirección longitudinal y transversal a la fibra respectivamente. En la Ilustración 2-14 y 2-15 se presentan las superficies asociadas a los valores límite de estos criterios en el plano de tensiones S11 y S22. Los cortes con los ejes son los mismos en todos los casos puesto que todos los criterios se basan en los mismos valores de rotura a tracción/compresión en dirección longitudinal o transversal. Además, en la mayoría del espacio tensional, el criterio de Tsai-Hill se presenta más restrictivo, por ello es conveniente prestarle mayor atención. Análisis estructural del ala de una aeronave tilt-rotor en material compuesto29 2.3 Cargas El cálculo de las cargas que va a soportar la aeronave está condicionado por el hecho de presentar dos modos de operación: vertical y horizontal. En ambas condiciones, las cargas que se han de tener en cuenta son: - Empuje y Par generados por los motores - Fuerzas aerodinámicas generadas sobre el ala: sustentación, resistencia y momento aerodinámico - Peso y cargas inerciales (para las cuales se hará referencia a normativa). A la hora de definir las diferentes cargas, será necesario conocer una serie de parámetros tanto de la aeronave como del entorno de operación que se recogen en la Tabla 2-6. 1 Tabla 2-6. Valores necesarios para tratar en normativa. Propiedades Valor Unidades Densidad de aire a nivel del mar (𝜌𝑆𝐿) 0.00237689 Slag/ft3 Carga Alar (W/S) 8.5431 p.s.f. Gravedad (g) 32.1522 Ft/s Velocidad de vuelo (V) 48.6 Nudos Pendiente de la curva de sustentación (𝑐𝐿𝛼) 5.1334 - Cuerda Aerodinámica Media (𝐶) 0.59055 ft La pendiente de la curva de sustentación (𝑐𝐿𝛼) se ha obtenido mediante los coeficiente de sustentación de los ficheros del XFLR5 proporcionados por dirección para dos ángulos de ataque distintos, 0º y 5º. Así, sabiendo que la expresión de este coeficiente de sustentación es 𝑐𝐿=𝑐𝐿0+𝛼 𝑐𝐿𝛼 se puede despejar el valor de dicha pendiente. 1 Las unidades que aparecen en la Tabla 2-4 se corresponden con las utilizadas por la normativa FAR 23 en sus expresiones. Ilustración 2-15. Representación criterios de Tsai- Hill y Azzi-Tsai-Hill [30] Ilustración 2-14. Representación criterios de Tsai-Hill y Tsai-Wu [30] 30 Consideraciones Previas Por otro lado, la Cuerda Media Aerodinámica se ha calculado según la expresión (2.4), encontrada en [23]. Para ello, se ha considerado una evolución lineal de la cuerda (c) del ala desde su valor en la raíz (𝑦=0) hasta el correspondiente a la punta (𝑦=𝑏2 ⁄) y se ha integrado mediante la función trapz en Matlab. 𝑀𝐴𝐶=𝐶=2𝑆∫𝑐2 𝑏/2 0𝑑𝑦 (2.4) 2.3.1 Modo de vuelo vertical Este modo de vuelo se caracteriza por el movimiento vertical de la aeronave, de forma que el empuje generado por los motores ha de compensar el peso de la aeronave y la resistencia generada en el ala, cuya función principal será la de soportar estructuralmente dichos motores. La velocidad de operación que se está considerando oscila entre 1 y 5 m/s, de forma que para llevar a cabo los análisis se tomará una velocidad de 4 m/s. 1) Cargas aerodinámicas: en este caso la única carga aerodinámica que se presenta es la resistencia aerodinámica. Esta resistencia es muy diferentes a la que se genera en crucero debido al ángulo con el que incide la corriente. Para su estimación, el director del proyecto me facilitó el coeficiente de resistencia de un ala similar con un perfil NACA 0015 en función del ángulo de ataque, representado en la Ilustración 2-16. Para el caso del vuelo vertical, se tomará el coeficiente de resistencia asociado a un ángulo de ataque de 90º (debido a ese movimiento vertical característico). Ilustración 2-16. Evolución de CD frente a ángulo de ataque. Para hallar la resistencia total, simplemente hay que utilizar la definición matemática de dicho coeficiente de resistencia. Para tratar la distribución de la resistencia a lo largo del ala, se va a considerar una distribución lineal de la misma desde el encastre hasta la punta del ala puesto que será mayor en las zonas donde se presente más superficie de ala (zonas cercanas al encastre), como se puede observar en la Ilustración 2-17. Análisis estructural del ala de una aeronave tilt-rotor en material compuesto31 (2.5) 𝐷𝑉=𝑐𝐷𝑉𝑞𝑆= 7.938 𝑁. 2) Cargas asociadas al motor: En primer lugar, hay que indicar que para calcular tanto el empuje como el par que genera el motor, se hace uso de un modelo propulsivo para obtener una expresión sencilla de los mismos en base a un ajuste de constantes según los datos experimentales obtenidos en banco (𝑐𝑇0,𝑐𝑇1,𝑐𝑇2,𝑐𝑃0,𝑐𝑃1,𝑐𝑃2,𝑐𝑃3). Dicho modelo se basa en las siguientes expresiones de los coeficientes adimensionales (tanto de empuje como de potencia) desarrolladas a partir de las constantes en cuestión: (2.6) 𝑐𝑇=𝑐𝑇0+𝑐𝑇1𝐽+𝑐𝑇2𝐽2 ; {𝑐𝑇0=0.0890 𝑐𝑇1=−0.0266 𝑐𝑇2=−0.1626 (2.7) 𝑐𝑃=𝑐𝑃0+𝑐𝑃1𝐽+𝑐𝑃2𝐽2+𝑐𝑃3𝐽3 ; { 𝑐𝑃0=0.0266 𝑐𝑃1=0.0834 𝑐𝑃2=−0.1564 𝑐𝑃3=0.0039 Donde 𝐽 es el parámetro de avance de la hélice, el cual se establece en base a la velocidad de avance (𝑉), las revoluciones por segundo de la hélice (𝑅𝑃𝑆) y el diámetro de la hélice (𝐷𝑝𝑟𝑜𝑝) según la siguiente expresión: 𝐽= 𝑉 𝑅𝑃𝑆 𝐷𝑝𝑟𝑜𝑝 El procedimiento para el cálculo de las cargas que se requieren se basa en las expresiones que definen los coeficientes adimensionales de tracción y par y la relación entre potencia y par. {(2.8) 𝑇=𝑐𝑇𝜌𝑅𝑃𝑆2𝐷𝑝𝑟𝑜𝑝4 (2.9) 𝑐𝑃=2𝜋𝑐𝑄 (2.10) 𝑄=𝑐𝑄𝜌𝑅𝑃𝑆2𝐷𝑝𝑟𝑜𝑝5 Ilustración 2-17. Distribución de la resistencia a lo largo de la semienvergadura (vuelo vertical) 32 Consideraciones Previas A partir de este sistema de ecuaciones, hay que centrar la atención en las tres incógnitas 𝑇,𝑄 𝑦 𝑅𝑃𝑆, pudiendo hallar dos de ellas a partir del conocimiento de la tercera. En este caso de vuelo vertical, una vez que se haya obtenido la resistencia del ala, el empuje se conoce puesto que ha de ser igual a la suma de dicha resistencia y el peso, permitiendo así hallar el par del motor. Para considerar lo que genera un solo motor habrá que dividir el resultado entre 2. 𝑇𝑉=𝐷𝑣+𝑊 2=96 𝑁 𝑅𝑃𝑆=82.7232 𝑟𝑝𝑠=4963.4 𝑟𝑝𝑚 𝑄𝑉=6.9614 𝑁𝑚 2=3.4807 𝑁𝑚 2.3.2 Modo de vuelo horizontal Este es el modo de vuelo habitual de las aeronaves de ala fija, generándose la sustentación necesaria para compensar el peso en las alas y superando la resistencia aerodinámica con la fuerza propulsiva otorgada por los motores. Según la dirección del proyecto, la velocidad de operación de la aeronave en este tramo será de 25 m/s. 1) Cargas aerodinámicas: se ha de calcular la distribución de sustentación, resistencia y de momentos generadas por el flujo aerodinámico a su paso por el ala. Hay que tener en cuenta que la introducción de cargas distribuidas en Abaqus se realiza a través de expresiones polinómicas. En las primeras iteraciones, al no disponer de suficientes datos se tomaron puntos de las gráficas presentadas en [19], los suficientes como para alcanzar una precisión razonable con los que poder realizar dicha gráfica en Matlab y obtener los coeficientes de un polinomio que aproxime su comportamiento (mediante el uso de la función polyfit) necesario para introducir en Abaqus. Posteriormente, para una mayor precisión, se tomaron los datos aerodinámicos calculados, de nuevo, por el director de EMERGENTIA mediante el uso del software XFLR5. De estos ficheros se tomaron valores de los coeficientes aerodinámicos por unidad de longitud (𝑐𝑙,𝑐𝑚𝑜𝑚𝑒𝑛𝑡𝑜,𝑐𝐼𝑑,𝑐𝑃𝑑) en diferentes puntos a lo largo de todo el ala. Gracias a la expresión que define dichos coeficientes se pueden hallar la distribución de las fuerzas aerodinámicas a lo largo del ala, a partir de las cuales se obtendrán los coeficientes de los polinomios que aproximan su comportamiento (de nuevo mediante el uso del comando polyfit en Matlab) y que se podrá introducir en Abaqus. (2.11) 𝑙=𝑐𝑙𝑐𝑚𝑞 (2.12) 𝑑=(𝑐𝐼𝑑+𝑐𝑃𝑑)𝑐𝑚𝑞 (2.13) 𝑚=𝑐𝑚𝑜𝑚𝑒𝑛𝑡𝑜𝑐𝑚2𝑞 Análisis estructural del ala de una aeronave tilt-rotor en material compuesto33 Los datos se han conseguido para una serie de combinaciones de ángulo de deflexión de ángulos de ataque y flaps/alerones. Tan solo se va a estudiar aquella combinación para la que se obtenían los valores más elevados de las cargas, dada por un ángulo de ataque de 4.5º junto con las deflexiones máximas de flaps/alerones de 20º (mismos valores utilizados que los utilizados en [19]). En la Ilustración 2-18, 2-19 y 2-20 se representan las distribuciones de sustentación, resistencia y momento aerodinámico por unidad de longitud. Ilustración 2-18. Distribución de la sustentación. Ilustración 2-19. Distribución de la resistencia. 34 Consideraciones Previas Ilustración 2-20. Distribución del momento aerodinámico El punto de corte de estas gráficas representa el punto de separación de los alerones y flaps. Es esta zona donde se establecerá la costilla central a la que se hizo referencia en el subapartado 2.1.2. 2) Cargas asociadas al motor: el cálculo de estas cargas se basa en las mismas ecuaciones y en el mismo procedimiento que el presentado en el modo de vuelo vertical. La diferencia es que en este caso, el dato de partida son las revoluciones por segundo de la hélice en crucero, proporcionado por la dirección de EMERGENTIA. Así los valores obtenidos son: 𝑅𝑃𝑆=6500 𝑟𝑝𝑚 60 =108.33 𝑟𝑝𝑠 𝑇𝐻=211.4874 𝑁 2=105.7437 𝑁 𝑄=13.2592 𝑁𝑚 2=6.6296 𝑁𝑚 2.3.3 Factor de carga máximo El factor de carga se define como un parámetro adimensional que relaciona las fuerzas aerodinámicas perpendiculares a la dirección longitudinal de la aeronave con el peso de la misma. A pesar de ser adimensional, en muchas ocasiones se mide en g, puesto que representa las aceleraciones que sufre la aeronave adimensionalizadas con la aceleración de la gravedad. Análisis estructural del ala de una aeronave tilt-rotor en material compuesto35 (2.14) 𝑛=𝐿 𝑊 En el vuelo en crucero, toma valor unidad debido al equilibrio que lo caracteriza; sin embargo, este valor será diferente de 1 cuando el avión se someta a aceleraciones de algún tipo, ya sea por la realización de maniobras o por enfrentarse a ráfagas de viento. Es en estos casos donde se alcanzará el valor máximo de este parámetro (tanto positivo como negativo) y que será necesario tener muy en cuenta, mayorando las cargas aerodinámicas con dicho valor, para no superar los límites estructurales de la aeronave. Para el tratamiento de estas fuerzas inerciales se ha recurrido a la normativa; sin embargo, la reciente FAR 107 dirigida a aeronaves no tripuladas de pequeño tamaño no regula los valores de este parámetro. Por ello, se ha tomado como referencia la FAR 23 aplicable a diferentes categorías de aeronave, siendo la categoría normal la que más se podría aproximar debido a las limitaciones de maniobra (ángulos de giro inferiores a 60º), o el máximo peso de 12500 libras. Obviamente, este peso está muy lejos de nuestro caso, pero es preferible tomar estas medidas para estar siempre del lado de la seguridad. En primer lugar, la normativa indica que hay que comprobar que se asegura el cumplimiento de los requisitos de resistencia con los valores de carga situados dentro de los límites de la envolvente de vuelo (la cual se define a partir de la misión que esperar desarrollar la aeronave). Sin embargo, tras comunicarlo a la dirección de EMERGENTIA, esta envolvente todavía no se ha desarrollado, de forma que se tomarán simplemente los valores límite de maniobra y viento. 1) Maniobra: el límite del factor de carga positivo no ha de ser inferior al valor dado por la expresión (XI), siempre y cuando, dicho valor no sea superior a 3.8 (en tal caso, se tomará ese 3.8 como valor límite). El peso máximo en despegue (W) se ha de introducir en libras. (2.15) 𝑛𝑚𝑎𝑥≥2.1+ 24000 𝑊+10000=4.49 → 𝑛𝑚𝑎𝑥=3.8 Respecto al límite del factor de carga negativo, ha de ser como mínimo igual al límite del positivo multiplicado por 0.4. 2) Ráfaga: el factor de carga asociado a la presencia de ráfagas se calcula según las siguientes expresiones. (2.16) 𝑛=1+𝑘𝑔𝑈𝑑𝑒𝑉𝑒𝑐𝐿𝛼 498(𝑊𝑆 ⁄) (2.17) 𝑘𝑔=0.88 𝜇𝑔 5.3+𝜇𝑔 𝜇𝑔=2(𝑊𝑆 ⁄) 𝜌𝐶𝑔𝑐𝐿𝛼 𝑉𝑒=𝑉√𝜌𝑎𝑙𝑡𝑢𝑟𝑎 𝜌𝑆𝐿 36 Consideraciones Previas Los valores de todos los parámetros se pueden encontrar en la Tabla 2-6 al inicio de este subapartado, menos la velocidad equivalente de ráfaga (𝑈𝑑𝑒). Para este parámetro, la normativa establece una serie de pautas que permiten construir el gráfico de la Ilustración 2-21 en función de la altitud a la que se realice el vuelo. Ilustración 2-21. Evolución de velocidad equivalente de ráfaga con la altura Como se observa según las expresiones y la gráfica, ambas velocidades equivalentes disminuyen conforme la altura aumenta. Por ello, para realizar un estudio conservador, se tomarán los valores de la velocidad equivalente de ráfaga asociada la altitud del nivel del mar, puesto que serán los valores más altos. Así, lo que se obtiene es: (2.18) { 𝑉𝑒=𝑉=48.6 𝑛𝑢𝑑𝑜𝑠 𝜇𝑔=3.75 𝑘𝑔=0.821 𝑈𝑑𝑒=50 𝑓𝑡/𝑠 → 𝑛𝑚𝑎𝑥=3.407 Por último, la norma también establece que se ha de aplicar un factor de seguridad de 1.5 a todas las cargas que actúan sobre la aeronave. Para los análisis, se ha considerado el factor de carga de maniobra debido a que es el mayor de los dos, de forma que el factor de carga último se obtiene de multiplicarlo por el factor de seguridad: 𝑛ú𝑙𝑡𝑖𝑚𝑜=𝑛𝑚á𝑥· 𝑛𝑠𝑒𝑔𝑢𝑟𝑖𝑑𝑎𝑑=3.8·1.5=5.7 Análisis estructural del ala de una aeronave tilt-rotor en material compuesto37 3 MODELADO EN ABAQUS El análisis estructural del ala se ha realizado mediante ABAQUS, el cual es un conjunto de programas que aplica el método de elementos finitos para abordar problemas de cálculo estructural. Para ello, ha sido necesario generar un modelo del ala mediante ABAQUS/CAE, a partir del cual se guarda toda la información necesaria para que Abaqus resuelva el problema (el archivo fundamental será el .inp que sirve como fichero de entrada al solver de Abaqus). Posteriormente se utilizará ABAQUS/Viewer para la visualización de los resultados (mediante la entrada del archivo .odb). Es importante destacar que Abaqus no tiene la opción de seleccionar las unidades en las que se trabaja, ya sea para establecer las dimensiones del modelo, el valor de las cargas o las propiedades del material. La única premisa que hay que tener en cuenta en este sentido es que hay que ser consistente con dichas unidades, es decir, es necesario asegurarse que se trabaja siempre con los valores asociados a las mismas unidades a lo largo del todo el desarrollo del análisis. En la Tabla 3- 1 se presentan las unidades con las que se ha trabajado. Tabla 3-1. Unidades empleadas en Abaqus Magnitud Unidad Longitud mm Masa T Tiempo s Tensión MPa Densidad T/mm3 Fuerza N Momento N·mm En cuanto a la geometría del modelo se ha trabajado con un archivo inicial de Catia V5 cedido por la dirección del proyecto. Sobre este archivo se han realizado algunas modificaciones para ajustar el modelo a los últimos avances del proyecto, como el cambio de ala con flecha invertida a ala recta o la generación de alguna costilla nueva para presentar otra posibilidad diferente de distribución de las mismas. 44 Modelado en ABAQUS el eje normal como el giro respecto al mismo para evitar movimientos como sólido rígido de todo el modelo. La restricción a ese desplazamiento según el eje normal se ha definido sobre las superficies de cada uno de los pines de unión, puesto que en la realidad estos estarán situados entre dos herrajes (habitualmente con forma de U) que limitarán este movimiento. El giro respecto al eje normal se ha restringido en un punto del Pin unido a la parte superior del larguero delantero. En la Ilustración 3- 12 y 3-13 se presentan con mayor claridad estas restricciones. Ilustración 3-12. Condición de contorno de empotramiento Ilustración 3-13. Condición de contorno Pin-to-Pin Todas estas cargas y condiciones de contorno se ha definido en un step generado tras el inicial, en el cual, también se han especificado las variables de salida que se desean a través de la definición del field output. Al trabajar con laminados de material compuesto este paso es importante puesto que será neseario especificar para cada laminado las variables que se requieren o de lo contrario, no se mostrarán. 45 4 RESULTADOS En este apartado se van a presentar los resultados obtenidos tras los diferentes análisis. Para cada una de las iteraciones se ha realizado el estudio tanto para el modo de vuelo horizontal como vertical, puesto que la estructura ha de ser viable para ambos casos. 4.1 Unión mediante empotramiento Se van a llevar a cabo una serie de análisis para este tipo de unión con el objetivo de conseguir que en la mayor parte de la estructura el valor que ofrece el criterio de Tsai-Hill se sitúe por debajo de 1. Cuando se cumpla con este criterio fundamental, se intentará optimizar en cierta medida el peso de la estructura eliminando material de aquellas zonas que presenten cierta tolerancia respecto al valor de fallo. 4.1.1 Primera Iteración En esta primera iteración se han presentado una serie de laminados (Tabla 4-1) en base a las pautas presentadas en apartado 2.2, los esfuerzos que a priori se intuyen para cada uno de los componentes de la estructura del ala y a los resultados que se obtuvieron en [19]. Tabla 4-1. Secuencia de laminado 1ª iteración. Empotramiento. Laminado (Nomenclatura lámina) Secuencia Espesor (mm) Larguero Superior (LS) [45, 90, -45, 0, 45, 90, -45, 0]S 2.08 Larguero Inferior (LI) Ídem 2.08 Pies de largueros (PIE) Ídem 2.08 Revestimiento y larguero trasero (P-LP) [45, 90, -45, 0]S 1.04 Costillas (C1/2/3/4/5/6) [45, 90, -45, 0]$ 0.91 Respecto a la nomenclatura de los laminados conviene recordar que se utiliza el subíndice S para indicar una secuencia simétrica en la que también se incluye la última lámina presentada; mientras que el subíndice $ indica una secuencia simétrica respecto a esa última lámina presentada. Para nombrar a las diferentes láminas, se utiliza la nomenclatura asociada a cada uno de los laminados seguido por un número que indica el orden que ocupa en la secuencia respecto a la lámina situada en el plano “bottom”, la cual se asocia al número 1 (y que se corresponde con la primera que aparece al nombrar la secuencia en cuestión). 46 Resultados Los resultados obtenidos son los siguientes: 1) Modo de vuelo horizontal  Tensiones En esta primera iteración se ha estimado oportuno representar las tensiones para tener una idea de la distribución que se presenta en los diferentes elementos del ala, así como conocer aquellas zonas críticas a las que habrá que prestar especial atención debido a los elevados valores que se alcancen. En el resto de iteraciones no se hará referencia a las mismas puesto que la distribución permanece muy similar y loas zonas críticas son las mismas que las que se presentan en esta primera. Ilustración 4-1. Zonas críticas según valores de S11 Es importante comentar que el sistema de referencia que se ha empleado para mostrar los resultados de las tensiones no es el global, sino que se ha seleccionado en cada caso el que se ha definido como referencia para definir el laminado de la sección en cuestión. La ventaja es que las direcciones definidas en estos sistemas de referencia coinciden con las direcciones longitudinal, transversal y normal de los propios elementos estructurales del ala, permitiendo identificar con mayor facilidad el estado tensional que predomina en cada zona de los mismos (compresión, tracción…) Los valores máximos se obtienen en las zonas de unión del encastre (se observa en la Ilustración 4- 1), concretamente en los pies del larguero delantero y en el trasero. Sin contar dicha zona de unión, los pies de los largueros soportan las tensiones de mayor magnitud, adecuándose al resultado esperado puesto que el pie superior se encuentra fundamentalmente sometido a compresión, mientras que en el pie inferior predominan las tensiones de tracción. Para las costillas y el resto de la estructura del revestimiento y los largueros, los valores son menores y además, el orden de magnitud de las diferentes componentes de las tensiones (S11, S22 y S33) es muy similar. Análisis estructural del ala de una aeronave tilt-rotor en material compuesto47 Ilustración 4-2. Distribución de tensiones S11 en larguero delantero. Ilustración 4-3. Distribución de tensiones S11 en revestimiento Ilustración 4-4. Distribución de tensiones S11 en costillas 48 Resultados Para reflejar esos valores bajos que se alcanzan en la mayor parte de la estructura se ha modificado la representación puesto que el código de colores utilizado en la Ilustración 4-1 y 4-5 es útil para distinguir las zonas donde se consiguen los valores máximo y mínimo de tensión pero la distinción para los valores de tensión intermedia es muy confusa. Con este nuevo código de colores de las Ilustraciones 4-2, 4-3 y 4-4 ocurre justamente lo contrario y además, se han introducido más divisiones en la zona central para que sea más sencilla su identificación. En las Ilustraciones anteriores tan sólo se han presentado las tensiones según la dirección longitudinal (del sistema de referencia asociado al larguero), pero se ha comprobado que las demás componentes de las tensiones (S22 y S12) se encuentran en el mismo orden de magnitud. Ilustración 4-5. Puntos de concentración de tensión en la costilla de cierre. Por otro lado, se ha observado que en la costilla de cierre se han obtenido ciertos puntos en los que la tensión alcanza valores cercanos a los límites impuestos en las zonas de unión al encastre. La explicación de estos valores tan elevado radica en la forma en la que se ha llevado a cabo el coupling que une el motor con dicha costilla de cierre, puesto que la superficie de la costilla que participa en dicha restricción se ha definido como un conjunto disperso de elementos, de forma que para el programa son estos elementos los que están soportando todo el conjunto motor. En la Ilustración 4- 5 se han presentado las tensiones S22 según el eje definido en dicha costilla puesto que son las que alcanzan mayores valores (aunque para las otras componentes de tensión también se alcanzan valores cercanos a los límites). Análisis estructural del ala de una aeronave tilt-rotor en material compuesto49  Criterio de fallo Ilustración 4-6. Parámetro de Tsai-Hill a lo largo de la estructura Esta representación de los valores del parámetro de Tsai-Hill en la estructura global no es totalmente fiable puesto que lo que está representando es un valor promedio de todas las láminas que constituyen cada una de las partes del ala; sin embargo, puede aportar una visión general para identificar con mayor facilidad las regiones más conflictivas. En la Ilustración 4-6 se ha eliminado de la representación la costilla de cierre puesto que se presume que presentará los valores más elevados debido a los concentradores de tensión anteriormente presentados (la región de dicha costilla se muestra en la Ilustración 4-7). Ilustración 4-7. Parámetro de Tsai-Hill en la costilla de cierre. Para tener mayor conocimiento a la hora de proponer una disposición del laminado, se ha estudiado cuáles son las láminas que superan el límite de la rotura en cada laminado de forma individual y se han reflejado en la Tabla 4-2. En la Ilustración 4-8 y 4-9 se muestra un ejemplo de la visualización de la posible rotura de la lámina LS-1 y LS-2 pertenecientes al larguero superior. Esta opción se ha tomado con todas las láminas que participan en la estructura del ala. 50 Resultados Ilustración 4-8. Parámetro de Tsai-Hill en la lámina LS-1 de la zona superior del larguero delantero Ilustración 4-9. Parámetro de Tsai-Hill en la lámina LS-2 de la zona superior del larguero delantero Así, en esta primera iteración se romperían las siguientes láminas: Tabla 4-2. Láminas de rotura 1º iteración de vuelo horizontal. Empotramiento. Laminado (Nomenclatura lámina) Láminas (Orientación) Larguero Superior (LS) Todas a excepción de: LS-2 (90), LS-6 (90), LS-11 (90), LS- 15 (90) Larguero Inferior (LI) Todas excepción de: LI-9 (0), LI-13 (0), LI-14 (-45) Pies de largueros (PIE) Todas a excepción de: PIE-2 (90), PIE-4 (0), PIE-6 (90), PIE- 11 (90), PIE-15 (90), PIE-16 (45) Revestimiento y larguero trasero (P-LP) Todas. Costillas (C1/2/3/4/5) No rompe ninguna Costilla de Cierre (P) Todas. Análisis estructural del ala de una aeronave tilt-rotor en material compuesto51 2) Modo de vuelo vertical.  Tensiones Las zonas en las que se alcanzan los mayores valores de tensión son las mismas que en el caso horizontal, fundamentalmente en la unión con la raíz. En este caso, en la costilla de cierre (Ilustración 4-10) también aparecen una serie de concentradores de tensiones aunque toman valores menores que en el caso de vuelo horizontal, debido a que las fuerzas asociadas al motor son algo menores (tanto empuje como par). Ilustración 4-10. Concentraciones de tensión en la costilla de cierre Respecto a los valores de las tensiones en el resto de la estructura se ha tomado la misma representación que en el vuelo horizontal para conocer el orden de magnitud. Para realizar dicha comparación se ha tomado la misma distribución de colores y los mismos intervalos, observando que la distribución general es muy similar. Dicha distribución se presenta en la Ilustración 4-11 y 4- 12. Ilustración 4-11. Distribución de tensiones S11 en larguero delantero y costillas. 52 Resultados Ilustración 4-12. Distribución de tensiones S11 en revestimiento  Criterio de fallo De nuevo, los puntos en los que se supera el valor unidad al aplicar el criterio de Tsai-Hill son aquellos situados en el encastre debido a las tensiones que se alcanzan. Ilustración 4-13. Parámetro de Tsai-Hill en toda la estructura. Las láminas en las que se supera el valor límite del parámetro de Tsai se muestran en la Tabla 4-3. Tabla 4-3. Láminas de rotura en 1ª iteración en vuelo vertical. Empotramiento. Laminado (Nomenclatura lámina) Láminas (Orientación) Larguero Superior (LS) Todas a excepción de: LS-2 (90), LS-6 (90), LS-11 (90), LS- 15 (90) Larguero Inferior (LI) Todas. Pies de largueros (PIE) Todas. Revestimiento y larguero trasero (P-LP) P-LP-2 (90), P-LP-6 (90) Costillas (C1/2/3/4/5) No rompe ninguna Costilla de Cierre (P) P-1 (45), P-2 (90), P-6 (90), P-7 (45) Análisis estructural del ala de una aeronave tilt-rotor en material compuesto53 Cabe destacar que al igual que en el modo horizontal, las roturas del laminado P-LP se dan en la zona de unión del larguero posterior (como se puede observar en la Ilustración 4-13). Tras esta primera iteración en ambos modos de vuelo, se pueden extraer una serie de conclusiones. En primer lugar, llama la atención que no se presenta ningún problema en las costillas en ninguno de los dos casos. Este resultado podría inducir a tratar de disminuir el número de capas de su laminado puesto que los valores asociados al criterio de Tsai-Hill presentan una cierta holgura hasta llegar a la unidad. Sin embargo, el hecho de eliminar alguna de las láminas, supondría violar algunos de los criterios de diseño ya presentados (como el de presentar un laminado equilibrado) y que se encuentran del lado de la seguridad; por ello, se va a mantener este laminado de 7 capas en las costillas. Por otro lado, sí que existen diferencias en la rotura de fibras entre el modo vertical y horizontal para algunos elementos estructurales como la zona inferior del larguero, los pies del mismo o el revestimiento. Parece que la situación crítica para el laminado P-LP aparece en el modo de vuelo horizontal puesto que un número de roturas es considerablemente mayor, mientras que para LI o PIE se obtienen en el modo de vuelo vertical, lo cual puede estar asociado a que en este modo de vuelo el esfuerzo de flexión (normalmente soportado por los largueros) es mayor debido a las fuerzas que lo generan. Aparte de esas regiones cercanas a la unión en la raíz donde las tensiones aumentan considerablemente, el resto de la estructura se mantiene segura con los laminados que se han definido, lo cual es interesante tenerlo presente en las futuras iteraciones. 4.1.2 Segunda iteración En esta segunda iteración, se ha ampliado la superficie generada en la costilla de cierre para tratar de reducir esos puntos en los que las tensiones aumentaban demasiado provocando la rotura de determinadas láminas (Ilustración 4-14). Ilustración 4-14. Coupling del motor mejorado Por otro lado, en base a la distribución de tensiones y a esas láminas donde se produce alguna rotura se ha definido una nueva serie de laminados tratando de respetar las pautas de diseño: 60 Resultados Tabla 4-8. Secuencia de laminado en 1ª iteración de vuelo horizontal. Pin-to-Pin. Laminado (Nomenclatura lámina) Secuencia Espesor (mm) Larguero Superior-Raíz (RLS) [45, 90, -45, 0, 45, 90, -45, 0]S 2.08 Larguero Inferior-Raíz (RI) Ídem Ídem Pies de Largueros-Raíz (RPIE) Ídem Ídem Larguero Trasero-Raíz (T) Ídem Ídem Revestimiento-Raíz (R) Ídem Ídem Larguero Superior Restante (LS) [45, 90, -45, 0]S 1.04 Larguero Inferior Restante (LI) Ídem Ídem Pies de Largueros Restante (PIE) Ídem Ídem Larguero Trasero Restante (RT) Ídem Ídem Revestimiento Restante (RevR) Ídem Ídem Pin Superior (PS) [45, 90, -45, 0, 45, 90, -45, 0]S 2.08 Pin Inferior (PI) Ídem Ídem Pin Trasero (PT) Ídem Ídem Costillas (C1/2/3/4/5) [45, 90, -45, 0]$ 0.91 Costilla de cierre (P) [0, 45, 90, -45, 0]$ 1.56 Para la costilla de cierre sí que se ha tomado como referencia la última iteración del modelo anterior en la que se podía apreciar un ligero exceso de láminas debido a la holgura que se presentaba en el parámetro de Tsai-Hill. 1) Modo de vuelo horizontal  Tensiones En esta primera iteración se va a presentar la distribución de tensiones a lo largo de los diferentes elementos estructurales del ala. En las siguientes iteraciones se obviará este apartado puesto dicha distribución es bastante similar, con tendencia a disminuir conforme se aumenta el número de láminas en cada una de las secciones. Los valores máximos se han obtenido en los Pines de conexión al fuselaje debido a los concentradores de tensión generados por la presencia del orificio donde se instalará el bulón. Para representar las tensiones en esta región de los Pines, se ha utilizado el sistema de referencia cilíndrico definido para establecer de forma apropiada las condiciones de contorno (Ilustración 4-22 y 4-23). Análisis estructural del ala de una aeronave tilt-rotor en material compuesto61 Ilustración 4-22. Zona crítica según las tensiones S11 (radial) Ilustración 4-23. Zona crítica según las tensiones S12 (acimutal) Se ha tomado la representación de estas dos componentes de tensiones puesto que son las que alcanzan mayores valores y por tanto, pueden suponer mayor peligro. También se ha considerado oportuno presentar en qué zona de los elementos estructurales del ala se producen estos valores máximos; para ello, se han suprimido los Pines para que no aparezcan en dicha representación (Ilustración 4-24 y 4-25). Conviene recordar que en este caso se ha empleado el sistema de referencia asociado al larguero delantero con el que se ha definido la dirección de referencia en los laminados. Ilustración 4-24. Zona crítica según las tensiones S11 62 Resultados Ilustración 4-25. Zona crítica según las tensiones S12 Estos valores máximos son menores que los obtenidos en el anterior modelo, lo cual también es un resultado previsible por el mismo motivo que en el caso de los desplazamientos, una menor exigencia por parte de la restricción planteada. Sin embargo, las zonas críticas donde se dan estos valores sí que se mantienen en la misma localización en torno a las uniones de los largueros con la raíz. Ilustración 4-26. Distribución de tensiones S11 en largueros y costillas. Ilustración 4-27. Distribución de tensiones S11 en revestimiento. Análisis estructural del ala de una aeronave tilt-rotor en material compuesto63 Las Ilustraciones 4-26 y 4-27 sirven para reflejar que el orden de magnitud de las tensiones que soportan las zonas centrales es bastante inferior que el de las zonas cercanas a la unión con la raíz, dando mayor validez a la idea de distinguir los laminados en función de que se encuentren en dichas regiones o no. Tan sólo se ha representado la tensión S11 puesto que las otras dos componentes de interés S12 y S22 toman valores bastante similares. 2  Criterio de fallo Ilustración 4-28. Parámetro de Tsai-Hill en estructura general del ala. Los valores máximos según Tsai-Hill (Ilustración 4-28) se alcanzan en las zonas críticas coincidiendo con los máximos de tensión anteriormente calculadas. Aparte de esta zona, también se observa que en la costilla de cierre se supera este criterio de Tsai-Hill (ilustración 4.29). Dicha anomalía se concentra en una región muy pequeña, sin embargo, se tendrá en cuenta para las siguientes iteraciones. 2 En el revestimiento se ha representado la parte superior (extradós); la parte inferior (intradós) predominan las tensiones posiivas asociadas a tracción auqnue oon un orden de magnitud similar. 64 Resultados Ilustración 4-29. Parámetro de Tsai-Hill en costilla de cierre. Al estudiar este criterio de forma individual se obtiene la rotura de las siguientes láminas: Tabla 4-9. Láminas de rotura en 1ª iteración de vuelo horizontal. Pin-to-Pin. Laminado (Nomenclatura lámina) Láminas (Orientación) Larguero Superior-Raíz (RLS) Todas a excepción de: RLS-2 (90), RLS-6 (90), RLS-11 (90), RLS-15 (90) Larguero Inferior-Raíz (RI) RI-2 (90), RI-3 (-45), RI-6 (90), RI-7 (-45), RI-10 (-45), RI-11 (90), RI-12 (45), RI-14 (-45), RI-15 (90), RI-16 (45) Pies de Largueros-Raíz (RPIE) RPIE-3 (-45), RPIE-4 (0), RPIE-7 (-45), RPIE-10 (-45), RPIE-14 (-45) Larguero Trasero-Raíz (T) No rompe ninguna Revestimiento-Raíz (R) No rompe ninguna Larguero Superior Restante (LS) No rompe ninguna Larguero Inferior Restante (LI) Ídem Pies de Largueros Restante (PIE) Ídem Larguero Trasero Restante (RT) Ídem Revestimiento Restante (RevR) Ídem Pin Superior (PS) Todas Pin Inferior (PI) Todas Pin Trasero (PT) PT-1 (45), PT-2 (90), PT-6 (90), PT-14 (-45), PT-15 (90) Costillas (C1/2/3/4/5) No rompe ninguna Costilla de cierre (P) P-1 (0), P-2 (45) Análisis estructural del ala de una aeronave tilt-rotor en material compuesto65 2) Modo de vuelo vertical  Tensiones Se va a presentar lo mismo que se ha tratado para el caso de vuelo horizontal (Ilustración 4-30 y 4- 31). Ilustración 4-30. Zonas críticas según tensiones S11 (radial) Ilustración 4-31. Zonas críticas según tensiones S12 (acimutal) Las tensiones máximas se vuelven a alcanzar en los Pines de conexión en el entorno de los orificios para el bulón. En el caso de S11 llama la atención el predominio de tensión de compresión en el pin superior y el de tensión de tracción en el inferior, ambos con el mismo orden de magnitud. 66 Resultados Ilustración 4-32. Zonas críticas según tensiones S11 Ilustración 4-33. Zonas críticas según tensiones S12 Se mantienen los valores más altos en las mismas zonas críticas de unión (Ilustración 4-32 y 4-33), con la diferencia de que en este caso dichos valores son superiores a los que se alcanzaban en el vuelo horizontal, sobre todo en la conexión del larguero inferior, por lo que presumiblemente, el laminado en dicho larguero inferior estará marcado por las exigencias de este modo de vuelo. Lo mismo ocurre en el caso del larguero superior, aunque la tensión en este caso es de compresión. Los valores de tensión en las regiones centrales de la estructura no se presentan en este caso puesto que aparecen valores muy similares a los del vuelo horizontal.  Criterio de fallo El parámetro de Tsai-Hill aumenta su valor respecto al vuelo horizontal debido en parte a ese ligero aumento de las tensiones máximas que se ha presentado anteriormente (Ilustración 4-34). Por otro lado, hay que destacar que en este caso desaparece esa pequeña región conflictiva de la costilla de cierre que destacaba en el vuelo horizontal, por lo que se deduce que el laminado de dicha costilla estará fundamentalmente condicionado por el modo de vuelo horizontal. Análisis estructural del ala de una aeronave tilt-rotor en material compuesto67 Ilustración 4-34. Parámetro de Tsai-Hill en estructura general del ala. Las láminas que presentan rotura son las siguientes: Tabla 4-10. Láminas de rotura en 1º iteración en vuelo vertical. Pin-to-Pin. Laminado (Nomenclatura lámina) Láminas (Orientación) Larguero Superior-Raíz (RLS) Todas Larguero Inferior-Raíz (RI) Todas Pies de Largueros-Raíz (RPIE) RPIE-3 (-45), RPIE-7 (-45), RPIE-10 (-45), RPIE-14 (- 45) Larguero Trasero-Raíz (T) No rompe ninguna Revestimiento-Raíz (R) No rompe ninguna Larguero Superior Restante (LS) No rompe ninguna Larguero Inferior Restante (LI) Ídem Pies de Largueros Restante (PIE) Ídem Larguero Trasero Restante (RT) Ídem Revestimiento Restante (RevR) Ídem Pin Superior (PS) Todas Pin Inferior (PI) Todas Pin Trasero (PT) No rompe ninguna. Costillas (C1/2/3/4/5) No rompe ninguna Costilla de cierre (P) Ídem Ante los resultados obtenidos en ambos modos de vuelo queda claro que los partes que más sufren son los Pines de conexión. Sin embargo, la razón fundamental de introducir estos Pines se debía a tener una mayor facilidad para modelar el contacto Pin-to-pin para conocer el comportamiento de los elementos estructurales que conforman el ala. Por ello, en las siguientes iteraciones el trabajo se 68 Resultados centrará en conseguir reducir el número de rotura en láminas pertenecientes a dichos elementos estructurales del ala (larguero delantero y trasero, revestimiento y costillas), sin prestar especial atención a los Pines de conexión ya que, para conseguir una optimización de los mismos sería necesario un estudio detallado y especialmente focalizado a estos elementos, lo cual se escapa del objetivo de este proyecto. Sin embargo, se irán actualizando los laminados de cada uno de estos Pines según el elemento estructural al que se encuentran unido, simplemente para establecer una referencia para la elaboración de un posible estudio detallado futuro de estas conexiones. 4.2.2 Segunda iteración En esta segunda iteración se reforzarán los laminados del larguero delantero, tanto la parte superior e inferior como los pies del mismo (se actuará consecuentemente con los Pines a los que están conectados) y de la costilla de cierre. Por otro lado, se descargará el lamiando del larguero trasero puesto que se ha observado bastante holgura en el parámetro de Tsai-Hill respecto al valor límite. Tabla 4-11. Secuencia de laminado de 2ª iteración. Pin-to-Pin. Laminado (Nomenclatura lámina) Secuencia Espesor (mm) Larguero Superior-Raíz (RLS) [45, 0, -45, 45, 90, -45, 0 || 45, 90, -45, 0, 45, 90, -45, 0]S 3.9 Larguero Inferior-Raíz (RI) [45, 90, -45, 45, 0, -45, 90 || 45, 90, -45, 0, 45, 90, -45, 0]S 3.9 Pies de Largueros-Raíz (RPIE) [-45 45 -45 45 -45 || 45, 90, -45, 0, 45, 90, -45, 0]S 3.38 Larguero Trasero-Raíz (T) [ -45, 45, 0, 45, 90, -45, 0]$ 1.69 Revestimiento-Raíz (R) [45, 90, -45, 0, 45, 90, -45, 0]S 2.08 Larguero Superior Restante (LS) [45, 90, -45, 0]S 1.04 Larguero Inferior Restante (LI) Ídem Ídem Pies de Largueros Restante (PIE) Ídem Ídem Larguero Trasero Restante (RT) Ídem Ídem Revestimiento Restante (RevR) Ídem Ídem Pin Superior (PS) [45, 0, -45, 45, 90, -45, 0 || 45, 90, -45, 0, 45, 90, -45, 0]S 3.9 Pin Inferior (PI) [45, 90, -45, 45, 0, -45, 90 || 45, 90, -45, 0, 45, 90, -45, 0]S 3.9 Pin Trasero (PT) [45, 90, 45, 90, -45, 90 || 45, 90, -45, 0, 45, 90, -45, 0]S 3.64 Costillas (C1/2/3/4/5) [45, 90, -45, 0]$ 0.91 Costilla de cierre (P) [45, 0, 45 || 0, 45, 90, -45, 0]$ 1.95 Análisis estructural del ala de una aeronave tilt-rotor en material compuesto69 Tras esta iteración cabe destacar que se ha conseguido que el parámetro de Tsai-Hill no supere el valor unidad en ninguna de las láminas que constituyen los largueros, cotillas o revestimiento, por lo que será la disposición final que se tome. Cabe destacar que para el modo de vuelo horizontal también se ha conseguido eliminar la rotura de todos los pines de conexión, mientras que en el modo vertical, tan sólo se ha conseguido eliminar para el Pin trasero y el delantero superior. En el Pin delantero inferior se han obtenido las siguientes láminas de rotura: PI-2, PI-4, PI-6, PI-10, PI-15, PI-17, PI-21, PI-26, PI-30, PI-32, PI-37 Todas estas láminas toman la orientación 90º. El hecho de que rompan todas las láminas en una única dirección y que la zona de rotura sea tan reducida puede indicar la presencia de una concentración de tensiones, la cual, como ya se ha explicado con la unión empotrada, puede que no esté reflejando la realidad. Ilustración 4-35. Detalle del valor de Tsai-Hill en lámina del Pin Inferior Así, con el laminado seleccionado los desplazamientos que se obtendrían para ambos modos de vuelo se presentan en la Ilustración 4-36 y 4-37. Ilustración 4-36. Desplazamientos modo de vuelo horizontal. Pin-to-Pin. 76 Conclusiones y recomendaciones [16] P. Garre y G. Venkata Arjun, «Modeling and analysis of a RIBS and Spar of An Airplane Wing for Bending and Shear Loads,» International Journal for Research in Applied Science and Engineering Technology (IJRASET), vol. 5, nº 2, Febrero 2017. [17] «Aircraft Systems,» https://www.aircraftsystemstech.com/p/wings-wing- configurations-wings-are.html. [Último acceso: Julio 2019]. [18] S. E. Roncero, «Proyecto EMERGENTIA,» http://aero.us.es/sesteban/pages/EMERGENTIA_publications.htm. [Último acceso: Mayo 2019]. [19] M. P. Herrero, Trabajo de Fin de Grado: "Estudio numérico preliminar de la estructura en material compuesto para una aeronave tilt-rótor", Escuela Técnica Superior de Ingeniería de Sevilla, 2016. [20] S. E. Roncero, Memoria científico-técnica del proyecto: "Desarrollo de una Aeronave Convertible No-Tripulada para Despliegue Rápido y Eficiente en Situaciones de Emergencia", 2016. [21] R. G. McSwain, L. J. Glaab y C. R. 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