Diseño y análisis estructural del larguero de un ala de avión realizado con laminados de material compuesto de matriz polimérica reforzado con fibra

Abstract

[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 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 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.