Resumen:
|
[ES] El presente trabajo recoge un estudio de diseño de una serie de largueros de avioneta
realizados con laminados de material compuesto de matriz polimérica reforzado con fibra. Para ello
se ha utilizado el programa ...[+]
[ES] El presente trabajo recoge un estudio de diseño de una serie de largueros de avioneta
realizados con laminados de material compuesto de matriz polimérica reforzado con fibra. Para ello
se ha utilizado el programa cálculo mediante elementos finitos ANSYS.
El principal criterio de diseño ha sido la optimización del peso de la viga debido a la gran
importancia de éste en las estructuras aeronáuticas. En este trabajo se han diseñado largueros con
cuatro tipologías distintas: un perfil en C, un perfil en I con alma recta, un perfil en I con alma
senoidal y una viga cajón. Mediante el cálculo de los coeficientes de reserva para material
compuesto se ha comprobado: (1) que los diseños propuestos soportan una situación de carga que
incluye la presión de sustentación, el peso del motor y el par de frenada y (2) que no aparece el
fenómeno de pandeo debido a la flexión y a la torsión. Asimismo, se ha implementado mediante la
programación con comandos, el criterio de daño progresivo en materiales compuestos basado en la
pérdida de rigidez. Esta herramienta ha sido validada inicialmente resolviendo problemas sencillos
cuya solución teórica, en ausencia de daño progresivo, se ha obtenido previamente. Seguidamente,
se ha realizado el estudio de daño progresivo en los diferentes perfiles propuestos con la finalidad de
calcular el incremento de carga que son capaces de soportar.
Los resultados de este estudio permiten concluir que la viga Cajón es la mejor opción en
cuanto a la especificación de mínimo peso siendo posible mayorar la carga de sustentación y también
presenta un buen comportamiento a pandeo. Le seguiría la viga con perfil en C. Las vigas con alma en
I (recta y senoidal), son las más pesadas aunque presentan la posibilidad de un mayor incremento de
la presión de sustentación y un excelente comportamiento a pandeo.
[-]
[CA] El present treball recull un estudi de disseny d’una sèrie de travessers d’avioneta realitzats
amb laminats de material compost de matriu polimèrica reforçada amb fibra. Per a ell s’ha utilitzat el
programa de càlcul ...[+]
[CA] El present treball recull un estudi de disseny d’una sèrie de travessers d’avioneta realitzats
amb laminats de material compost de matriu polimèrica reforçada amb fibra. Per a ell s’ha utilitzat el
programa de càlcul mitjançant elmets finits ANSYS.
El principal criteri de disseny ha sigut la optimització del pes de la biga degut a la gran
importància de aquest en les estructures aeronàutiques. En aquest treball s’han dissenyat travessers
amb quatre tipologies diferents; un perfil en C, un perfil en I amb ànima recta, un perfil en I de ànima
sinusoidal i una biga caixó. Mitjançant el càlcul dels coeficients de reserva per a material compost
s'ha comprovat: (1) que els dissenys proposats suporten una situació de càrrega que inclou la pressió
de sustentació, el pes del motor i el parell de frenada i (2) que no apareix el fenomen de vinclament
causa de la flexió i a la torsió. Així mateix, s'ha implementat mitjançant la programació amb
comandaments, el criteri de dany progressiu en materials compostos basat en la pèrdua de rigidesa.
Aquesta ferramenta ha estat validada inicialment resolent problemes senzills dels que la solució
teòrica, en absència de dany progressiu, s'ha obtingut prèviament. Seguidament, s'ha realitzat
l'estudi de dany progressiu en els diferents perfils proposats amb la finalitat de calcular l'increment
de càrrega que són capaços de suportar.
Els resultats d'aquest estudi permeten concloure que la biga Caixó és la millor opció pel que fa
a l'especificació de mínim pes sent possible majorar la càrrega de sustentació i també presenta un
bon comportament a vinclament. Li seguiria la biga amb perfil en C. Les bigues amb ànima en I (recta
i sinusoïdal), són les més pesades encara que presenten la possibilitat d'un major increment de la
pressió de sustentació i un excel·lent comportament a vinclament.
[-]
[EN] The present work includes a design study of a series of light aircraft spars made of fiber
reinforced resin composites. For this purpose, the ANSYS finite element calculation program has
been used.
The main design ...[+]
[EN] The present work includes a design study of a series of light aircraft spars made of fiber
reinforced resin composites. For this purpose, the ANSYS finite element calculation program has
been used.
The main design criteria has been the optimization of the weight of the beam due to the great
importance of this in the aeronautical structures. In this work, spars with four different typologies
have been designed: a C profile, an I profile with a straight web, an I profile with a sine web and a box
beam. By calculating the reserve coefficients for composite material it has been proven: (1) that the
proposed designs support a load situation that includes the lift pressure, the weight of the engine
and the braking torque and (2) that does not appear the phenomenon of buckling due to bending
and torsion. Likewise, the criterion of progressive damage in composite materials based on the loss
of rigidity has been implemented through programming with commands. This tool has been
validated initially by solving simple problems whose theoretical solution, in the absence of
progressive damage, has been previously obtained. Next, the study of progressive damage has been
carried out in the different proposed profiles in order to calculate the increase in load that they are
capable able to endure.
The results of this study allow us to conclude that the Cajon beam is the best option with
regard to the specification of minimum weight, being possible to increase the load of sustentation
and also presents a good buckling behaviour. It would be followed by the beam with a profile in C.
The beams with web in I (straight and sinusoidal), are the heaviest although they present the
possibility of a greater increase in the lift pressure and excellent buckling behaviour.
[-]
|