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Cargas generadas en vuelo
Cátedra Diseño y Construcción de aeronaves
CARGAS GENERADAS EN VUELO ¾ Introducción Debido a la complicación que implica determinar todas las posibles cargas que una aeronave puede encontrar en su vida de servicio, es normal seleccionar algunas de las condiciones que resulten criticas y que afectan particularmente a un determinado elemento estructural. Las condiciones mencionadas no son cualquiera y se han obtenido de la experiencia, a partir de ello las organizaciones que regulan la seguridad del vuelo en diferentes países desarrollaron los requerimientos estructurales que veremos más adelante. La obtención de las condiciones de cargas que van a actuar sobre la estructura de la aeronave son determinadas por un grupo de expertos dentro del grupo de ingeniería que diseñan las aeronaves, ese grupo es el denominado, grupo de cargas. De acuerdo a las cargas que se determinen para cada condición establecida en el requerimiento (condiciones de maniobra y ráfagas combinados con posiciones de C.G., entre otras) se podrán diseñar los diferentes componentes de las aeronaves. ¾ Consideraciones generales
Las aeronaves, del punto de vista de la operación, se diseñan de acuerdo al tipo de misión que realizarán y deberán cumplir con los requerimientos los cuales abordaremos cuando veamos el DNAR/FAR para los casos de aeronaves civiles. Por ejemplo, una aeronave de transporte (F.A.R. Part 25) nunca realizará maniobras bruscas o cambios de dirección abruptos, mientras que una aeronave acrobática (F.A.R. Part 23) realizará los tipos de maniobras mencionadas por la propia operación. Con los avances de la ciencia de los materiales se ha logrado fabricar elementos que resisten ampliamente los esfuerzos generados por las cargas basadas en los factores establecidos en los requerimientos. Hoy por hoy los factores de carga pueden ser aun mayores que los establecidos en los requerimientos dado que las estructuras son capaces de soportarlos, la limitación ya no son de carácter estructural sino que están acotadas por las cargas que el cuerpo humano puede resistir.
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Todos los límites de cargas (cargas externas) se han incorporado para asegurar la integridad estructural de la aeronave en vuelo o, en el caso de estar en tierra, las debidas a cargas en tierra. En definitiva se ha logrado darle relativa seguridad a la operación de las aeronaves. En el siguiente esquema puede observarse los tipos de cargas actuantes sobre una estructura.
Las cargas límites son aquellas cargas máximas que una aeronave puede encontrar en su vida de servicio. Las cargas últimas son las cargas límites multiplicadas por un factor de seguridad (FS), éste factor, para las estructuras de las aeronaves vale 1,5 a no ser que los requerimientos estimen otro valor. Cuando hablamos de diseño estructural es, en cierta manera, el establecimiento de factores de carga, éstos serán tales que si se los multiplica por las cargas básicas se obtienen las cargas límites o bien las últimas. Generalmente, en un vuelo recto y nivelado y a título de simplificación, se suele decir que para L=W, se tendría una distribución de carga básica en el ala que sería igual al peso del avión. Resumiendo si "n1" es el factor de carga límite positivo, entonces la carga límite positiva será n1xW. Luego, en el desarrollo de un caso particular, veremos que la sustentación de la cola puede contribuir a aumentar o disminuir la sustentación del ala, dependiendo de la posición del C.G. En el próximo esquema se puede observar la interacción de las diferentes áreas
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¾ Condiciones básicas de carga
Teniendo en cuenta los conceptos obtenidos en otras asignaturas sobre los diagramas de ráfaga y maniobra, y sobre estas bases analizaremos que es lo que sucede en la estructura de un ala de estructura semi monocasco (desde el punto de vista conceptual) al estar sometida a las condiciones básicas de carga. Del análisis del diagrama de maniobra existen como mínimo cuatro condiciones o puntos básicos en el diagrama de la envolvente de vuelo en donde se puede esperar que se
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produzcan las máximas cargas por maniobra y uno o más puntos donde se produzcan las máximas cargas por ráfagas. Estos puntos serán críticos para diferentes componentes que conforman el ala, es una condición evaluar todos ellos y establecer cuál será el más crítico para diseñar un determinado componente. Básicamente estas condiciones o posiciones son llamadas de alto ángulo de ataque positivo, de bajo ángulo de ataque positivo, alto ángulo de ataque negativo y de bajo ángulo de ataque negativo, todas estas condiciones representan maniobras de vuelo simétricos, esto quiere decir que no existen movimientos en el plano normal al plano de simetría de la aeronave. Por ahora solo evaluaremos aquellas cargas generadas por maniobras. •
Alto Angulo de Ataque Positivo (AAAP)
La condición de AAAP se obtiene por el restablecimiento luego de una picada (por ejemplo), llegando al máximo ángulo de ataque positivo posible y también a la condición del factor de carga límite positivo o bien alcanzando la máxima velocidad de maniobra y saliendo de la picada. Como sabemos, la sustentación y la resistencia se encuentran en dirección perpendicular y en la dirección del viento relativo respectivamente, el cual se considera en la dirección de la trayectoria, por lo tanto existirán componentes de estas fuerzas en la dirección de la cuerda y perpendicular a esta. Para esta condición, con el máximo ángulo de ataque, se tendrá una fuerza resultante máxima (sustentación y resistencia) que irán hacia delante, hacia la dirección de avance. Debido a que es difícil determinar el máximo ángulo de ataque por las incertidumbres que se generan bajo condiciones de vuelo con flujo no estacionarios, los requerimientos establecen que el máximo ángulo de ataque será el que el ala puede generar en condiciones de flujo estacionario, luego las máxima sustentación generada para esta condición se la deberá afectar por un coeficiente para obtener la máxima carga de sustentación. En experimentos realizado sobre alas, en condiciones reales de vuelo, a altos ángulos de ataque se ha encontrado que el efecto de reflujo debido a desprendimientos, etc, genera un aumento de la sustentación entre un 10 y un 15 %, por lo tanto es coherente que las Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP
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autoridades de certificación propongan afectar a la sustentación en flujo estacionario por un factor ya que los coeficiente de sustentación utilizados para el cálculo de la sustentación fueron obtenidos, generalmente, en experimentos en túnel de viento. Siguiendo con este caso se tiene lo siguiente, debido a la acción de las fuerzas resultantes generadas por la sustentación y la resistencia, tendremos componentes que producirán estados de cargas diferentes en el ala. Las componentes actúan en dirección normal y tangencial respecto de la cuerda del ala, produciendo momentos flectores. Si llamamos N y T, respectivamente, a éstas componentes, tendremos que las N generan un momento flector tal que producen un estado de carga de comprensión (tensiones de compresión) en el extradós del ala y a su vez T genera otro momento que generará tensiones de compresión en el borde de ataque que se sumarán a las debidas a N con lo cual, para esta condición del diagrama, tendremos sometido al borde de ataque a una condición crítica a la compresión. Con respecto al intradós, éste estará sometido a tensiones de tracción. Para esta condición del diagrama se tiene que a altos ángulos de ataque la distribución de sustentación (según cuerda) se desplaza hacia adelante cargando más la porción delantera del ala y si se analiza el conjunto del avión con cola se tendrá que ésta se verá, aún, más cargada que en otra condición de la envolvente de vuelo.
Despreciando las aceleraciones de cabeceo (se asume movimientos rápido de comando) se tendrá que las cargas en la cola, básicamente, son las que balancean los momentos que se generan en el CG del avión.
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Bajo Angulo de Ataque Positivo (BAAP)
Veamos ahora la condición de BAAP. Para esta condición se debe tener en el ala el mínimo ángulo de ataque tal que la sustentación que se genere sea la que se lograría, aproximadamente, al factor de carga límite positivo. Para esto, debido a que el "CL" del ala será bajo, la velocidad deberá aumentar para poder lograr el estado de carga requerido. Para lograr esta condición, se deberá picar al avión, o sea se deberá llegar a la máxima velocidad posible o velocidad de picada (Dive speed). Del punto de vista de los requerimientos las velocidades de picada dependen de la categoría de la aeronave y se utiliza normalmente valores que oscilan entre un 20 a 50% más de la velocidad de crucero. Otra manera de estimarla es de acuerdo a como lo establecen algunos diseñadores, esto es determinando la velocidad terminal de la aeronave que se define como la velocidad que se logra, en la dirección vertical, cuando la resistencia de la aeronave iguala al peso de ésta, se desprecian los efectos de flotabilidad y se asume que la variación de la densidad es despreciable; luego de calculada, se establece la velocidad de picada en función de ésta. Se plantean dos maneras para ejemplificar, una considerando que el avión esta en picada y que se debe generar una carga tal que se tenga la carga límite actuando sobre el ala y otra en la que se considera un Cl nulo (es decir el ala tiene un ángulo de sustentación nula) y la cola solo compensa el momento de cabeceo del avión. Para dar un ejemplo de la estimación de esta velocidad se realizan los siguientes cálculos basándose en un diseño de aeronave categoría utilitaria. Sean los siguientes datos del avión:
w = 650kg S = 15m 2 C D = 0,036 + (0,066 * C L 2 ) n1 = 4,4 1) Se considera que el estado de carga en el ala es el debido al factor de carga limite
La velocidad terminal se calcula de tal manera de cumplir la siguiente condición: D=w Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP
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Sobre la base de esta hipótesis se plantea lo siguiente: D=
1 * ρ nm * V 2 t * C D * S = 9,37 * V 2 t * (0,036 + 0,066 * C 2 L ) 2
L=
1 * ρ nm * V 2 t * C L * S = 9,37 * V 2 t * C 2
L
= 4,4 * W
Donde:
9.8 * 650 = 9,37 * Vt * (0,036 + 0,066 * C L ) 2
2
9,37 * V 2 t * C
L
= 4,4 * 650 * 9.8
ρ nm = 1,25
kg m3
m Vt ( )[EAS ] s
Dividiendo las dos ecuaciones se obtiene la siguiente ecuación C 2 L − 3,443 * C L + 0,5454 = 0 Obteniéndose:
C L1 = 3,3 C L 2 = 0,16
Vt = 136m / s Vt = 490 Km / h
2) Considerando Cl=0 D=w
D=
1 * ρ nm * V 2 t * C D * S = 9,37 * V 2 t * (0,036 + 0,066 * C 2 L ) 2
1 D = * ρ nm *V 2 t * C D * S = 9,37 *V 2 t * 0,036 = 650 ∗ 9,81 2 Con lo cual resulta Vt = 137,5m / s Vt = 495Km / h Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP
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Como se puede observar la condición de bajo ángulo, para cualquiera de los casos analizados, será para un coeficiente bajo o nulo. Si nos remitimos al cálculo de la velocidad de picada utilizando el requerimiento DNAR23, determinaremos una velocidad de picada (mínima de diseño, como veremos) de valor: V D = 268,3
km h
Como se observa los valores calculados son superiores al mínimo establecido en el requerimiento (casi duplica a la velocidad mínima), por lo cual para el diseño de la estructura podría ser considerada la velocidad terminal por ser superior pero debido a que es un valor excesivamente alto analizándolo desde el punto de vista estructural resultaría en una estructura robusta. En el sentido estricto del diseño, menor peso de la aeronave y mayor resistencia, no se usará este criterio para el cálculo de la velocidad de picada de diseño. Si por otro lado la determinamos en relación con la velocidad máxima horizontal a nivel del mar calculado por análisis de performances, se tiene:
VD = 1,2 *145knots = 316,2
km h
Como se observa la velocidad calculada, de esta manera, es superior a la calculada como la mínima de picada de diseño. Será cuestión del diseñador elegir la velocidad adecuada porque a mayor velocidad el diseño la estructura será más robusta, con lo cual resultará más pesada. A las aeronaves se les instala una placa en la cual consta, entre otras cosas, la velocidad de nunca exceder la cual es un porcentaje de la velocidad de picada (algunos la consideran en un 90 % de esta). En la condición de BAAP se puede observar que T es importante y actúa en la dirección de vertical o de picada. Bajo esta condición los momentos generados por N y T hacen que las tensiones que se generan provoquen estados de compresión (máximos) en la zona superior posterior del ala, comprometiendo a la estructura, por otro lado se tendrán tensiones máximas de tracción en la zona delantera inferior del ala. Veremos que, como se dijo anteriormente, debido a la distribución de cargas según cuerda la resultante de las fuerzas, para este caso, se volcará hacia atrás si se la compara con el caso AAAP, y además el momento torsor aumentará debido a que la presión dinámica es mayor que para el caso AAAP (considerando que el Cmca es el mismo). Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP
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Alto Angulo de Ataque Negativo (AAAN)
El caso se asemeja al de AAAN en cuanto a lo que sucede en el ala bajo estas condiciones, la diferencia radica en que T no es tan importante como en el caso de AAAP pero sigue actuando hacia adelante. Esta condición se logra de diferentes maneras, como ser volando invertido, cambios bruscos de dirección, etc. Las cargas generadas son menores a las logradas con cargas positivas y, en algunos casos, no son tan críticas porque, por ejemplo en vuelo nivelado y ante una ráfaga descendente, las fuerzas de inercia se restan con las debidas a las masas del avión. Es uno de los cuatro puntos que debe ser estudiado con particularidad como se plantea en el ejemplo de un avión acrobático mencionado en clase. Normalmente se asume para el análisis que la aeronave se encuentra volando al ángulo de ataque de pérdida negativo para la condición de flujo estacionario a diferencia del usado para AAAP debido a que es improbable esta condición de vuelo. Para el análisis de las tensiones debidas a los momentos flectores, podemos ver que la zona delantera del intradós estará sometida a las máximas tensiones de compresión y las más altas tensiones de tracción las tendremos en la zona trasera del extradós. •
Bajo Angulo de Ataque Negativo (BAAN)
Como se dijo, para esta situación se logra la velocidad de picada, además esta particular condición se puede generar, también, por efecto de una ráfaga descendente o bien por alguna maniobra particular que realice el piloto. Bajo esta situación se esperará la mayor componente T, semejante a BAAP, la cual será mayor que en cualquier otra condición de ángulo negativo y por lo tanto tendremos un estado de tensiones de compresión en la zona posterior inferior del ala mientras que se tendrán las máximas tensiones de tracción en la zona superior delantera. Resumiendo se puede decir que cada una de las cuatro condiciones del diagrama de maniobras es crítica para el diseño de los elementos o componentes estructurales del ala. Departamento de Aeronáutica - FI - UNLP
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Cuando se realice el análisis de tensiones de los componentes de la aeronave, se deberá estudiar cada sección para cada condición particular. A continuación se muestra una figura en donde se resumen los efectos nombrados anteriormente actuando sobre un cajón alar.
Es importante aclarar que se debe realizar el estudio de las cuatro condiciones de vuelo para la condición de MTOW (peso máximo de despegue y mínimo peso operativo) y verificar que es lo que sucede (qué cargas se generan en la cola) para la posición más adelantada y más atrasada del CG, esta condición particular se establece para aeronaves comprendidas en el DNAR 23 Ap. A, veremos que en la generalidad del requerimiento no se contempla solamente esta condición. Obviamente, para ciertas aeronaves como las de transporte, se deberá hacer mayor hincapié en considerar los casos en donde el CG se ubique en la condición más adelantada y más atrasada debido a que su posición varía de acuerdo a cómo se disponga la carga (ésta deberá ubicarse de tal forma que siempre quede el CG ubicado entre los valores límites dados por el fabricante en la envolvente del CG de la aeronave) y además se considerarán condiciones intermedias y a diferentes alturas de vuelo. Debido a que estos corrimientos suelen ser amplios, será necesario evaluar que sucede en las cuatro condiciones, evaluando simultáneamente, las posiciones del CG más adelantada y más atrasada, ya que en función de esta se determinarán, como en el caso general, las cargas de balanceo que se generarán en la cola para establecer el equilibrio.
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Hasta ahora hemos considerado que lo más crítico para la estructura serán las condiciones establecidas en los cuatro puntos de la envolvente de vuelo, a MTOW y con el CG en condición más atrasada y adelantada. Ahora bien, ante la presencia de una ráfaga (ascendente o descendente) la condición más crítica no estará dada para el caso de MTOW sino para el mínimo peso operativo de la aeronave, esto se debe a que los elementos que tienen masas concentradas y alejadas del CG como, por ejemplo, los motores que generalmente están montados sobre bancadas que se encuentran alejadas de éste, con lo cual estos elementos estarán más comprometidos desde el punto de vista de estas cargas y de esta condición de peso; estos casos deberán ser tenidos en cuenta particularmente al momento del diseño del componente correspondiente. Luego veremos que las bancadas de las aeronaves comprendidas en el DNAR 23 cumplen condiciones estrictas de cargas en las que se han considerado este tipo de cargas o aceleraciones, así y todo cada avión tiene particularidades que deberán ser evaluadas. Con respecto a los elementos hipersustentandores como los flaps, slats, etc, se beberá prestar particular atención. Debido a que al accionar, por ejemplo un flap, se generarán cargas adicionales, se deberá investigar particularmente este caso; debido a las experiencias de las autoridades de aviación civil, se han incluido en los requerimientos las condiciones para realizar un diseño seguro de los componentes afectados. Para el caso particular del flap, no resultará crítica esta situación en cuanto a las tensiones debidas a la flexión pero si lo serán para las cargas generadas por el aumento del momento torsor del ala (local). El momento torsor generará esfuerzos de corte en el larguero secundario y en definitiva harán crítico el diseño de la porción posterior del ala. Otro efecto del aumento del momento torsor radica en el aumento de las cargas en el estabilizador horizontal.
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Bibliografía:
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"Aircraft Structures" Perry
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"Code of Federal Regulations" Secretaría de Transporte de EEUU
-
"Airframe Structural Design" Niu
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"Airframe Stress Analysis and Sizing" Niu
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"DNAR" Dirección Nacional de Aeronavegabilidad de la Rep. Arg.
-
"Laminar Aircraft structures" Strojnik
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