Diseño y análisis estructural del ala de un UAV convertible para tareas de emergencia en material compuesto: Proyecto EMERGENTIa

Proyecto Fin de Carrera Ingeniería de Telecomunicación Formato de Publicación de la Escuela Técnica Superior de Ingeniería Autor: F. Javier Payán Somet Tutor: Juan José Murillo Fuentes Dep. Teoría de la Señal y Comunicaciones Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2013 Trabajo Fin de Grado Ingeniería Aeroespacial Diseño y análisis estructural del ala de un UAV convertible para tareas de emergencia en material compuesto: Proyecto EMER- GENTIa Autor: Blanca Cabello Gutiérrez Tutores: Israel García García Jesús Justo Estebaranz Dpto. de Mecánica de Medios Continuos y Teoría de Estructuras Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2022 Trabajo Fin de Grado Ingeniería Aeroespacial Diseño y análisis estructural del ala de un UAV convertible para tareas de emergencia en material compuesto: Proyecto EMERGENTIa Autor: Blanca Cabello Gutiérrez Tutores: Israel García García Profesor Titular de Universidad Jesús Justo Estebaranz Profesor Titular de Universidad Dpto. de Mecánica de Medios Continuos y Teoría de Estructuras Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2022 Trabajo Fin de Grado: Diseño y análisis estructural del ala de un UAV convertible para tareas de emergencia en material compuesto: Proyecto EMERGENTIa Autor: Blanca Cabello Gutiérrez Tutores: Israel García García Jesús Justo Estebaranz El tribunal nombrado para juzgar el trabajo arriba indicado, compuesto por los siguientes profesores: Presidente: Vocal/es: Secretario: acuerdan otorgarle la calificación de: El Secretario del Tribunal Fecha: Agradecimientos C on este proyecto pongo fin a mis años como estudiante de ingeniería aeroespacial. Desde luego, el proceso no ha sido fácil, sobre todo esta última fase. Sin embargo, como bien es sabido, los momentos difíciles son los que te ayudan a progresar y crecer. En mi caso particular, tanto en lo profesional, como en lo personal. Principalmente, me gustaría agradecer a mi familia, en especial a mis padres, por el apoyo incondicional y la confianza que me han transmitido durante todo el proceso, incluso cuando yo la había perdido por completo. También a mis amigos y compañeros, que han hecho de todos estos años una experiencia divertida (cuando parecía imposible) y que siempre recordaré con inmenso cariño. A Clara y Víctor, que desde hace unos años son mi familia en Sevilla y con quienes he vivido el día a día de esta experiencia, recibiendo su apoyo y empatía. A Kiko, que cada día me ha dado una razón por la que seguir adelante y conseguir poner fin a esta etapa. Para terminar, agradecer, a Israel, Jesús y Sergio por su paciencia, su comprensión y su sabiduría. Gracias. Blanca Cabello Gutiérrez Sevilla, 2022 I Resumen El aumento del uso de vehículos aéreos tripulados de forma remota (RPAS) en todo tipo de industrias y aspectos de la vida cotidiana es innegable en los últimos años. Han resultado ser especialmente útiles en misiones de búsqueda y rescate (SAR, Search and Rescue). Sin embargo, los servicios que prestan este tipo de aeronaves se ven limitados por el tipo de RPAS escogido, según sea de ala fija o rotatoria. Es por ello que desde la Escuela Técnica Superior de Ingeniería de la Universidad de Sevilla se ha lanzado un proyecto que trata de aunar ambas tecnologías. Así nace EMERGENTIa, proyecto dedicado a crear una aeronave tilt-rotor no tripulada que combine las ventajas de los dos tipos de vehículos y que se construída por completo en material compuesto. El objetivo de este trabajo consiste en mejorar el diseño de la estructura alar de la aeronave, así como elegir los laminados de material compuesto adecuados para cada parte de la misma. Se utilizará para ello un programa de simulación que aplica el método de los elementos finitos para realizar cálculos estructurales. III XÍndice 2.4 Cargas 33 2.4.1 Modo de vuelo vertical 33 2.4.2 Modo de vuelo horizontal 35 2.4.3 Factor de carga máximo 41 3 Modelado en Abaqus 43 3.1 Geometría y propiedades 43 3.2 Método de resolución en Abaqus 46 3.3 Interacciones 47 3.4 Cargas y condiciones de contorno 48 3.5 Mallado 50 4 Resultados 53 4.1 Primera iteración 54 4.2 Segunda iteración 58 4.2.1 Análisis de sensibilidad de malla 60 4.2.2 Resultados en desplazamientos 62 4.3 Tercera iteración 68 5 Conclusiones 75 5.1 Líneas futuras 76 Bibliografía 77 Índice de Figuras 1.1 Auxdron [12] 2 1.2 Dron ambulancia [5] 2 1.3 NM& F300 [15]; CL-3 Hybrid [33]; RH3 ’Swift’[13] 3 1.4 Transcendental 1-G [21] 4 1.5 Bell V-22 Osprey [21] 4 1.6 Bell Eagle Eye [21] 5 1.7 Bell V-247 [21] 5 1.8 Estructura material compuesto [10] 6 1.9 Aumento del uso de material compuesto en la compañía Airbus [22] 7 1.10 B777 [7] 7 1.11 Laminado de fibras unidireccionales [19] 11 1.12 Tejido [10] 11 1.13 Laminado con fibras a 0, 45, 90 y -45◦respectivamente [10] 12 1.14 Tipos de largueros [11] 13 1.15 Costilla tipo lámina [20] 14 1.16 Costilla tipo tirante [20] 14 1.17 Costillas según su disposición [11] 14 2.1 Diseño de partida 17 2.2 Cajón 1 18 2.3 Cajón 2 18 2.4 Cajón definitivo 18 2.5 Cajón y Perfiles en C 19 2.6 Zoom perfiles 1 19 2.7 Zoom perfiles 2 19 2.8 Costilla 20 2.9 Estructura del ala 20 2.10 Elementos internos en el ala 21 2.11 Diseño 1 23 2.12 Diseño 2 23 2.13 Diseño 3 23 2.14 Unión metal [10] 27 2.15 Unión en material compuesto [10] 27 2.16 Uso de arandelas en uniones mecánicas de material compuesto [19] 28 2.17 Distancias mínimas entre tornillos y a los bordes [11] 29 2.18 Distribución de tornillos unión ala-fus 29 2.19 Distancias entre tornillos 29 2.20 Avión completo 30 2.21 Ejemplo de diseños en uniones con adhesivo [16] 31 2.22 Perfiles que unen el cajón estructural del ala y los perfiles en C. 32 XI XII Índice de Figuras 2.23 Detalle de los perfiles. 32 2.24 Tipos de perfiles 33 2.25 Sustentación por unidad de longitud 36 2.26 Resistencia por unidad de longitud 36 2.27 Momento aerodinámico por unidad de longitud 37 2.28 Coeficiente de presiones en el ala para flaps a 0◦y alerones a 0◦38 2.29 Coeficiente de presiones en el ala para flaps a 30◦y alerones a 0◦38 2.30 Coeficiente de presiones en el ala para flaps a 0◦y alerones a 30◦39 2.31 Coeficiente de presiones en el ala para flaps a 30◦y alerones a 30◦39 2.32 Extradós 40 2.33 Intradós 40 2.34 Extradós 40 2.35 Intradós 40 2.36 Extradós 40 2.37 Intradós 40 2.38 Extradós 41 2.39 Intradós 41 3.1 Densidad del material 44 3.2 Propiedades mecánicas del material 44 3.3 Propiedades del material compuesto 45 3.4 Field Output Request, Whole Model 47 3.5 Field Output Request, Composite Layout 47 3.6 Ties 48 3.7 Coupling RP Motor - Costilla Cierre 48 3.8 Analytic Field Abaqus 49 3.9 Motor v7.7 49 3.10 Cargas 50 3.11 Condiciones de contorno 50 4.1 Numeración Costillas 53 4.2 Numeración Perfiles 53 4.3 Desplazamiento total en el ala 54 4.4 Desplazamiento horizontal y vertical en el ala 55 4.5 Sistema de referencia Abaqus 55 4.6 Tensión S11 en las costillas 56 4.7 Tensión S22 en las costillas 56 4.8 Tensión S12 en las costillas 57 4.9 Tensión S11 en la costilla de cierre 57 4.10 Parámetro de TSAIW en toda la estructura 58 4.11 Coupling RP Motor - Costilla Cierre II 59 4.12 Redondeos en las esquinas 59 4.13 Mallado en la costilla 1 60 4.14 Mallado detalle I 60 4.15 Mallado detalle II 60 4.16 Análisis de sensibilidad de malla 61 4.17 Desplazamiento total en el ala 62 4.18 Desplazamiento horizontal y vertical en el ala 63 4.19 S11 máx (Sistema de referencia global) 64 4.20 S11 máx (Sistema de referencia local) 64 4.21 S11 en la costilla 7 (Sistema de referencia local) 65 4.22 S11 en el revestimiento I 65 4.23 S11 en el revestimiento II 66 4.24 S11 en el cajón 66 4.25 S11 en los perfiles (Sistema de refencia global) 67 4.26 Máximo del criterio de Tsai Wu 67 4.27 S11 máx (Sistema de referencia local) 69 Índice de Figuras XIII 4.28 S11 en la costilla 7 (Sistema de referencia local) 69 4.29 S11 en el revestimiento I 70 4.30 S11 en el revestimiento II 70 4.31 S11 en el cajón 71 4.32 S11 en los perfiles (Sistema de refencia global) 71 4.33 Máximo del criterio de Tsai Wu 72 4.34 Laminado en la C2 72 4.35 Laminado en el perfil 4 73 4.36 Laminado en el cajón 73 4.37 Laminado en el revestimiento 74 Índice de Tablas 1.1 Clasificación de fibras 9 1.2 Distintos tipos de fibras y su aplicación en la industria aeroespacial [22] 10 1.3 Clasificación de matrices 11 2.1 Características generales del ala 20 2.2 Propiedades del material 22 2.3 Tipos de uniones [10] 26 2.4 Elementos en el ala 33 2.5 Coeficientes en banco 34 2.6 35 2.7 38 2.8 Factores de carga en aterrizaje de emergencia [4] 42 3.1 Unidades 45 4.1 Secuencia de laminado Iteración 1 54 4.2 Secuencia de laminado Iteración 2 58 4.3 Secuencia de laminado Iteración 3 68 5.1 Evolución de pesos 75 XV 1 Introducción En este proyecto se presentan los resultados obtenidos tras analizar estructuralmente el ala de un UAV tilt-rotor que forma parte del proyecto EMERGENTIa. La misión para la que se ha ideado este vehículo requiere algunos aspectos de diseño específicos que se presentarán en este capítulo. Entre ellos destacan la capacidad de vuelo vertical y horizontal y la fabricación en materiales compuestos. Para proceder al análisis estructural se usará un software de análisis de elementos finitos, por lo que se sentarán algunas bases sobre cómo funciona dicho método. 1.1 Proyecto EMERGENTIa. Motivación Un UAV, unmanned aerial vehicle, es un vehículo aéreo que no necesita llevar un piloto humano a bordo. Su uso va desde fines recreativos hasta misiones de reconocimiento, pasando por investigaciones científicas o las ya misiones SAR (misiones de búsqueda y rescate). El proyecto EMERGENTIa surge de la necesidad de romper las limitaciones que crean los distintos tipos de RPAS (Remotely Piloted Aircraft System). Los de ala fija favorecen una mayor alcance, autonomía y capacidad de carga, mientras que los de ala rotaria tienen capacidad de despegue y aterrizaje vertical. Esto último es fundamental a la hora de alcanzar zonas de difícil acceso donde pueden producirse situaciones de emergencia. La solución que EMERGENTIa propone es un ala fija convertible con capacidad VTOL. Además empleará el mismo sistema propulsivo para los dos modos de vuelo, lo que reduce de manera considerable el peso de la aeronave. El modo de operación deberá ser sencillo y sin necesidad de una estricta formación. Este documento forma parte del objetivo O2 del proyecto completo, diseño avanzado de platarforma VTOLCP (Vertical Take Off Convertible Plane). Engloba la aerodinámica, el diseño estructural, la estabilidad y el control. Se pueden consultar los distintos obejtivos del proyecto, así como información adicional en [9]. 1.2 Estado del arte Para contextualizar todo lo mencionado anteriormente, a continuación se ofrece información sobre UAVs en entorno SAR, aeronaves convertibles y materiales compuestos. 1.2.1 UAVs en el entorno SAR Las misiones SAR (Search and Rescue) consisten en la operación de búsqueda, rescate o asistencia a alguien perdido o herido en áreas remotas o poco accesibles. Si nos centramos en este tipo de misiones, los UAVs aportan acceso e inspección a zonas de riesgo de una forma más rápida y sin poner en peligro innecesario a personal sanitario, así como transporte de material médico necesario en caso de emergencia. Otro factor 1 2Capítulo 1. Introducción importante es el tiempo que se tarda en acceder a la localización donde se produzca la emergencia. Un vehículo aéreo se enfrenta a menos obstáculos, por lo que favorece la operación. Actualmente hay varias empresas investigando sobre el tema y desarrollando distintos proyectos. El proyecto SHERPA, que duró desde 2013 a 2017, trató de crear un protocolo de actuación y una arquitectura de sistemas basada en la colaboración entre la máquina y el hombre, en operaciones de rescate, en entornos hostiles [3]. General Drones ha diseñado un vehículo no tripulado para salvamento marítimo. Está ideado para para soportar las condiciones más extremas, ya que el mar es uno de los medios más corrivos. Su diseño es el que aparece en la figura 1.1. Figura 1.1 Auxdron [12]. Un diseño bastante innovador es el que propone Argodesign (figura 1.2). Consiste en un dron ambulancia que transporta a una persona desde la escena de emergencia hasta el hospital, durante el viaje tratará de estabilizarla. “Obviamente, no es un concepto minuciosamente examinado, pero creo que es extremadamente intrigante dónde pueden aparecer los drones”, dice Mark Rolston, fundador de Argodesign. Figura 1.2 Dron ambulancia [5]. Los drones han sido utilizados en varias catástrofes conocidas a nivel mundial. En Fukushima (2011), debido a los altos valores de radiación remanentes, su uso fue fundamental para las tareas de rescate y limpieza. En el terremoto de Haití (2010) se utilizaron drones para llevar a cabo búsquedas de supervivientes y para determinar el alcance real del daño causado. 5 años después, en el terremoto de Nepal, gracias a los avances tecnológicos, se obtubieron mapas tridimensionales de las zonas afectadas con precisión milimétrica [28]. 1.2 Estado del arte 3 1.2.2 Aeronaves convertibles La clasificación más común que se utiliza para drones es según el método de sustentación utilizado. Existen aeronaves de ala fija, rotaria y mixtas, como se muestra en la figura 1.3. Figura 1.3 NM& F300 [15]; CL-3 Hybrid [33]; RH3 ’Swift’[13]. Los UAVs de ala fija son aquellos en los que el ala se encuentra unida de forma permanente al resto de elementos de la aeronave. Se caracterizan por tener una estructura simple y una alta eficiencia aerodinámica, lo cual se refleja en un alto rendimiento energético. Las alas contrarrestan el peso, mientras que los motores se encargan de la resistencia aerodinámica. Los tiempos de vuelo son altos y de gran alcance. Los inconvenientes que presentan tienen que ver con la falta de maniobrabilidad y las dificultades en despegue y aterrizaje, ya que requieren movimiento para generar sustentación. Los UAVs de ala rotatoria no poseen alas, sino palas. Estas giran alrededor de un eje generando la sustestación necesaria. Por cada eje existe un rotor y según el número de rotores hay una nueva subdivisión: •Aeronaves con rotor principal y rotor de cola. •Aeronaves con un único rotor •Aeronaves con dos rotores en configuración coaxial •Aeronaves con dos rotores en configuración tándem •Aeronaves multirrotores En este caso los motores generan todo el flujo de aire necesario para contrarrestar el peso y la resistencia aerodinámica. Esto implica una velocidad de giro mucho mayor y por tanto una mayor potencia requerida. Por último, existe un tipo de UAV que es capaz de despegar y aterrizar verticalmente sin ver limitadas sus capacidades de alto alcance y autonomía. Suelen ser aeronaves con mecanismos complejos y no existen demasiadas ofertas actualmente en el mercado [ 29 ]. Dentro de esta clasificación se encuentran las aeronaves tilt-rotor, que son el objeto de estudio de este proyecto. Estas aeronaves consiguen transicionar de un modo a otro rotando sus motores. Su posición horizontal es como la de un motor convencional de aeronave y su posición vertical es como un rotor de helicóptero, consiguiendo así las ventajas de ambos modos. Los tilt-rotor 10 Capítulo 1. Introducción Tabla 1.2 Distintos tipos de fibras y su aplicación en la industria aeroespacial [22]. Fibra Densidad (g/cc) Módulo (Gpa) Resistencia (GPa) Áreas de aplicación Vidrio E-glass 2.55 65-75 2.2-2.6 Interiores, partes del a/c; radomes; carcasas de motores cohete S-glass 2.47 85-95 4.4-4.8 Partes del a/c que estén sometidas a una mayor carga Aramida Low modulus 1.44 80-85 2.7-2.8 Carenados; piezas de rodamiento Intermediate modulus 1.44 120-128 2.7-2.8 Radomes, algunas partes estructurales; carcasas de motores cohete High molulus 1.48 160-170 2.3-2.4 Partes muy cargadas Carbono Standar modulus (high strength) 1.77-1.8 220-240 3.0-3.5 a/c en satélites, platos de antena, misiles Intermediate modulus 1.77-1.81 270-300 5.4-5.7 Partes estructurales principales en cazas de alto rendimiento High modulus 1.77-1.80 390-450 2.8-3.9 4.0-4.5 Estructuras espaciales, superficies de control en a/c Ultra-high strength 1.80-1.82 290-310 7.0-7.5 Partes estructurales principales en cazas de alto rendimiento; naves espaciales Matriz La matriz se encarga de integrar las fibras, mantenerlas unidas y hacer que el material sea compacto y estable. También protege al refuerzo del deterioro mecánico y químico del ambiente exterior: humedad, oxidación, corrosión. Aunque la mayor parte de propiedades mecánicas sean resposabilidad de las fibras, la matriz es responsable de las cargas a comprensión y transversales y de la transmisión del resto de cargas a las fibras. Evita la propagación de grietas y proporciona toda la resistencia al cizallamiento interlaminar. Determina también los límites de la temperatura de operación. Para elegir la combinación fibra-matriz es fundamental que ambas sean compatibles químicamente y que sus propiedades mecánicas sean complementarias. La clasificación de matrices se muestra en la tabla 1.3 [10]. 1.2 Estado del arte 11 Tabla 1.3 Clasificación de matrices. Epoxi Termoestables Poliamida Poliéster Matrices orgánicas Termoplásticos Nylon Metálicas Aluminio De carbono Magnesio Cerámicas Titanio • Termoestables: se cura cuando se aplica presión y temperatura de forma que no puede volver a fundirse y moldearse. Sus propiedades mecánicas son muy buenas y por eso es la más usada en materiales compuestos. • Termoplásticos: para su fabricación requiere unos valores de presión y temperatura mayores que los termoestables. Una vez fabricada una pieza puede fundirse y moldearse de nuevo, lo cual es favorable a la hora de modificar el diseño si fuese necesario y para posibilitar el reciclado. • Matrices metálicas: la resistencia en este caso es mucho mayor, por lo que las propiedades mecánicas que dependen de la matriz mejoran. También son más resistentes a la temperatura que las matrices orgánicas. •Matrices de carbono: usadas sobre todo cuando se opera a temperaturas muy extremas. •Matrices cerámicas: muy resistentes a temperatura, alta resistencia a compresión y a oxidación. La aplicación aeroespeacial de los tres últimos tipos está relacionada con el sistema de frenos, ya que existe mucha fricción y se alcanzan temperaturas muy extremas. Laminados Primero, concretar que se usarán láminas de fibras unidireccionales dispuestas unas encima de otras con distintas orientaciones, de forma similar a lo que muestra la figura 1.11. La rigidez obtenida de esta forma es mayor que si usamos un tejido. Un tejido consiste en que cada lámina entrecruza fibras de dos direcciones perpendiculares siguiendo un patrón determinado (figura 1.12). La rigidez en el primer caso es mayor debido a la curvatura de las fibras en la operación de tejido. En cuanto a la resistencia ofrecida, un tejido trabaja mejor a tracción, sin embargo, sigue siendo más adecuado el uso de laminados de fibra unidireccional [19]. Con los laminados de fibra unidireccional se consiguen diseños que se adaptan mejor a los distintos estados de carga y que generan menos poros. Figura 1.11 Laminado de fibras unidireccionales [19]. Figura 1.12 Tejido [10]. La técnica de laminado se usa para solventar los problemas de cargas transversales. Su explicación es la siguiente: las resistencia a cargas transversales es responsabilidad de la matriz, y es mucho menor que la 12 Capítulo 1. Introducción que la resistencia que ofrecen las fibras en la dirección de la fibra. La solución más sencilla para estructuras que deberán soportar cargas tanto longitudinales como transversales es un laminado con fibras orientadas en las distintas direcciones. En la figura 1.13 se presenta u laminado con láminas dispuestas en las cuatro direcciones más comunes. Figura 1.13 Laminado con fibras a 0, 45, 90 y -45◦respectivamente [10]. 1.3 Estructura alar de una aeronave El ala es uno de los elementos estructurales principales de una aeronave, ya que genera la mayor parte de la sustentación necesaria para volar. Además debe soportar una serie de cargas, algunas comunes a todos los tipos de avión y otras que dependerán fuertemente del diseño. El diseño del ala tiene una componente geométrica y otra estructural. Algunos parámetros geométricos son la forma en planta, el alargamiento, el estrechamiento, la superficie, la flecha o el diedro. Estos parámetros variarán dependiendo de las exigencias de cada aeronave (velocidad de vuelo o maniobrabilidad). La parte estructural se compone de un cajón de torsión; formado por un cajón, el revestimiento y los perfiles en forma de C que unen los dos componentes mecionados previamente. Las costillas dan forma al revestimiento y el cajón está delimitado por dos largueros, siendo costillas y largueros los principales elementos estructurales de un ala. Tras un diseño preliminar de la forma, se debe corroborar que se la estructura tiene unos valores de tensión y deformación adecuados, que es lo suficientemente ligera y que no tenga problemas de fabricación. En un dimensionado preliminar se asume que toda la carga sobre el ala es igual al peso total de la aeronave por un factor de seguridad de 1.5. Las cargas principales que debe soportar la estructura del ala son el propio peso, las cargas aerodinámicas distribuidas por toda la superficie y las cargas propulsivas (si los motores se encuentran en el ala). Además puede haber otras cargas como la presión interna del combustible y cargas relacionadas con el tren de aterrizaje. La transmisión de cargas en un ala funciona de la siguiente manera: las cargas aerodinámicas actúan como fuerza de presión sobre la superficie del revestimiento. Este las transmite a las costillas, que a su vez, las transmiten al alma de los largueros. 1.3.1 Revestimiento o Piel Recubre toda la estructura del ala y es la responsable de la forma aerodinámica de ésta. Su diseño se enfoca también al soporte de parte de las cargas a las que está sometida el ala. Estas cargas incluyen los esfuerzos de cortadura procedentes de fuerzas cortantes y momentos torsores. Además, si se diseña como monocasco, la piel absorbe la mayor parte de los esfuerzos normales (sobre todo de tracción) generados por los momentos flectores. En el caso de semimonocasco, estos esfuerzos los asumen los cordones de los largueros. Como se ha comentado en el apartado anterior, el revestimiento recibe las cargas aerodinámicas y las transmite al resto de elementos estructurales. 1.3 Estructura alar de una aeronave 13 En cuanto al espesor, se debe llegar a una solución de compromiso entre la rigidez aportada y la ligereza, ya que ambos son factores importantes del diseño. 1.3.2 Largueros Los largueros son los elementos estructurales más importantes del ala. Ocupan toda la envergadura, desde el encastre hasta la punta. Su función es soportar la flexión hacia arriba debido a la sustentación durante el vuelo y la flexión hacia abajo provocado por el propio peso del ala cuando la aeronave está en tierra. También se encargan del efecto flector provocado por la sustentación, la parte superior está sometida a compresión y la inferior a tracción. Las cargas de flexión que causan compresión en la parte superior de la superficie del ala son mayores que las de la parte inferior, por eso se requiere que los elementos rigidizadores de la parte superior sean más eficientes y estén menos espaciados, si es posible. Cuantos más largueros haya, más se reduce la carga que cada uno debe soportar, sin embargo, suelen utilizarse únicamente dos, uno en el 10 y otro en el 60%de la cuerda. Los largueros están compuestos por un alma (parte central) y dos cordores que se situan en la parte superior e infenior uniéndola al revestimiento. El alma puede ser un placa continua (tipo web) o una celosía (tipo truss). Se puede ver la diferencia en la figura 1.14. Figura 1.14 Tipos de largueros [11]. 1.3.3 Cajón de torsión El cajón de torsión está formado por los largueros delantero y trasero y el revestimiento superior e inferior. Conforma una estructura cerrada, que será la encargarda de hacer frente a los momentos torsores. Cuanto mayor sea el área que encierre el polígono, mayor será la capacidad de soportar los esfuerzos debidos a los torsores. Normalmente, todos los elementos que poseen capacidad estructural, están en el interior del cajón de torsión. Los elementos que se encuentran fuera del mismo son para dar forma o soporte a otros elementos. 1.3.4 Costillas Las costillas tienen dos funciones principales: transmitir los esfuerzos de la piel al resto de los elementos estructurales y dar forma al conjunto. Aportan rigidez, evitando el pandeo del revestimiento y la torsión. Se colocan como refuerzo en zonas donde puede producirse esfuerzos locales, que pueden ser debidos a uniones con superficies de control, motores o el tren de aterrizaje. Los disitintos tipos de costillas se pueden clasificar en función de su geometría, su disposición, su funcionalidad o la forma de fabricación. Según la geometría existen dos posibilidades: de tipo lámina (web) o tipo tirante (truss), ambos tipos se muestra en las figuras 1.15 y 1.16. Las de tipo lámina suelen ser una placa con forma de perfil con aligeramientos. Las de tirante tienen distintas barras que se unen como una especie de celosía; estas últimas suelen presentar problemas de concentración de tensiones. 14 Capítulo 1. Introducción Figura 1.15 Costilla tipo lámina [20]. Figura 1.16 Costilla tipo tirante [20]. Según la disposición de las costillas a lo largo de la envergadura se pueden encontrar dos tipos: perpendiculares al borde de ataque o paralelas al flujo incidente (figura 1.17). Esta diferencia cobra importancia en alas con flecha elevada, puesto que la orientación de las costillas varía considerablemente en un caso y en otro. Normalmente se usan costillas paralelas al eje del avión en la zona cercana al encastre y costillas paralelas al borde de ataque en la punta, favorenciendo así tanto la estructura como la aerodinámica del diseño. (a) B747; costillas paralelas al borde de ataque. (b) B737; costillas en ambas direcciones . Figura 1.17 Costillas según su disposición [11]. En cuanto a su funcionalidad, exiten cuatro tipos [16]: • Costillas de compresión: sirven de unión a los largueros, a la vez que distribuyen los esfuerzos de forma equitativa entre ellos. Se colocan donde se producen esfuerzos locales. •Costillas maestras: rigidizan el revestimiento y evitan su pandeo local. • Costillas comunes: Mantienen la forma del perfil y transmiten las fuerzas interiores a los largueros, distribuyéndolas en varias partes de ellos. Menos robustas que las anteriores • Falsas costillas: sólo sirven para mantener la forma del revestimiento, y se ubican entre el larguero y el borde de ataque o fuga. 1.4 Método de los Elementos Finitos La mayoría de los problemas físicos pueden formularse exactamente a través de ecuaciones matemáticas, sin embargo, en cuanto a su reloción, no ocurre lo mismo. El caso particular de las estructuras aeronáuticas se caracteriza por su complejidad geométrica. Es por eso, que antes de que se desarrollasen los métodos numéricos, los cálculos estructurales llevados a cabo eran muy largos y consistían en aproximaciones basadas en simplificaciones. Con la aparición de los métodos numéricos, se ha conseguido dar una solución aproximada lo suficientemente correcta desde un punto de vista ingenieril, a problemas cuya formulación y/o geometría no permitía encontrar una solución analítica. 1.5 Objetivos y estructura del trabajo 15 El método de los elementos finitos (MEF o FEM en inglés) es un método numérico ideado para resolver ecuaciones diferenciales y ser implementado en un software debido a la alta carga de cálculo numérico que presenta. El método se basa en el concepto de discretización del dominio estudiado, así como de las ecuaciones involucradas. La discretización física consiste en dividir la geometría en partes llamadas elementos. Los distintos elementos están conectados entre sí medinate unos puntos discretos a los que denominaremos nodos. En cada uno de estos nodos es donde posteriormente se obtendrá la solución al problema. La discretrización matemática consiste en discretizar las variables continuas asignándoles un valor en cada nodo. Para reolver el problema elástico, se aplica el Teorema de los Trabajos Virtuales en cada nodo. Teniendo como entrada la geometría, características del material y cargas aplicadas se obtienen unos desplazamientos. A partir de ellos se pueden obtener deformaciones, tensiones y demás variables. En este trabajo se utilizará Abaqus como software de análisis de elementos finitos. Abaqus y el resto de sofwares que resuelven MEF tienen la siguiente estructura: •Pre-proceso: Geometría de la malla, ecuaciones y condiciones de contorno. •Proceso: Se ensambla el sistema de ecuaciones y se resuelve (iterando si fuese necesario). •Post-proceso: Análisis y visualización de resultados. El mallado forma parte de la discretización geométrica y refinándolo podemos conseguir que un problema converja independientemente de la complejidad de su geometría. 1.5 Objetivos y estructura del trabajo El proyecto en cuestión, consiste en un estudio estructural del UAV, que plantea una modificación en la estructura del ala de modelos anteriores. Además, se definirá el tipo de unión entre ala y fuselaje. Si embargo, el estudio detallado de esta unión quedará fuera del alcance del trabajo. Para llevarlo a cabo, se distinguen las siguientes partes: •Introducción . Para situar al lector. Recoge información general del proyecto EMERGENTIa y una breve explicación sobre materiales compuestos y las partes estructurales de un ala. •Requisitos de diseño . Requisitos estructurales y de diseño propuestos por el director del proyecto. Material escogido. Cargas que actúan sobre el ala. Propuestas para la unión entre el ala y el fuselaje, así como para la unión entre las distintas superficies que conforman la estructura alar. •Modelado en Abaqus . Se presenta de forma resumida la forma de proceder para llevar a cabo el análisis en la herramienta Abaqus. •Resultados . Se realizan varias iteraciones del mismo análisis, modificando ciertos parámetros, para así optimizar el diseño del ala. •Conclusiones . Finalmente, se analizan los resultados y se llega a una conclusión final. Además, se incluye un apartado de líneas de futuro en el que explorar nuevas posibilidades y mejoras. 2 Requisitos de diseño Este apartado se centra en las características específicas que intervienen en el análisis estructural del UAV del proyecto EMERGENTIa. En primer lugar se muestra el diseño estructural del ala, así como la unión con el resto del fuselaje. También se detallan los laminados de material compuesto que forman el material y las cargas que influyen en los análisis. 2.1 Diseño y estructura alar Para llevar a cabo el diseño de la estructura de la aeronave se ha trabajo conjuntamente con el director del proyecto Sergio Esteban Roncero. Él ha proporcionado información sobre diseños previos, así como nuevos datos e ideas que incorporar. El diseño se ha llevado ha cabo usando el software CATIA. Posteriormente, estos archivos se importan a Abaqus, donde se realiza el análisis en elementos finitos. Se parte del diseño previo realizado en Análisis estructural del ala de una aeronave tiltrotor en material compuesto [31]. El diseño de partida es el que aparece a continuación en la figura 2.1. Figura 2.1 Diseño de partida. Tras algunas reuniones con la dirección del proyecto se ha decidido hacer ciertas modiciaciones que facilitarán la fabricación del UAV. Los cambios que se han introducido a priori son la eliminación de de la flecha y del diedro, así como el estrechamiento desde la mitad de la envergadura a la punta. El cambio más llamativo, quizá venga de la mano de la introducción de un cajón estructural que facilitará el montaje y desmontaje de ala sobre el fuselaje. La intención es usar los dos largueros del ala como caras laterales y añadir placas planas en la parte superior e inferior. Además no se requiere de ningún molde específico para su fabricación. Las distintas placas que conforman el cajón estructural estarán unidad mediante perfiles 17 18 Capítulo 2. Requisitos de diseño en L, que favorecen la simplicidad a la hora de la fabricación. Sin embargo, desde el punto de vista de la transmisión de cargas aerodinámicas al revestimiento no es una solución tan óptima. La placa plana de la parte inferior se usará como soporte para los servos de las superficies hipersustentadoras. Aunque localización de estos no es un aspecto muy significativo desde el punto de vista aerodinámico, es importante que se encuentren alineados con los flaps y los alerones. No obstante, desde el punto de vista estructural, sí que sería significativo, siendo la opción más favorable la de colocarlos alejados de la punta, para así disminuir la flexión del ala. Como el diseño de ala que se plantea es continuo, el cajón permitirá unir el ala al fuselaje de manera sencilla. Tal y como ocurre con el ala, la estructura del fuselaje también consistirá en una especie de "caja de zapatos" compuesta por placas planas. Esto permitirá superponer la placa superior de la estructura del fuselaje con la placa inferior de la estructura del ala en la zona central. En un principio se plantearon 3 diseños distintos de cajón: 1. El primer diseño consiste en ajustar el cajón a las dimensiones de los largueros. De esta forma hay muchas caras que forman ángulos distintos de 90 ◦ , lo que desde el punto de vista de la fabricación no es nada favorable (figura 2.2). Figura 2.2 Cajón 1. 2. En este segundo diseño se trata de reducir el número de ángulos distintos de 90 ◦ haciendo que las caras inferior y superior del primer tramo de la envergadura sean horizontales (figura 2.3). Figura 2.3 Cajón 2. 3. Como se ha comentado previamente, para simplificar la fabricación, lo más sencillo es que el mayor número posible de caras sean verticales u horizontales y el mayor número posible de esquinas sean de 90 grados. Para conseguir esto se ha vuelto a añadir cierto diedro en la parte del ala con estrechamiento. De esta forma toda la placa superior está al mismo ángulo (figura 2.4). Figura 2.4 Cajón definitivo. 2.1 Diseño y estructura alar 19 Largueros Como se ha mencionado anteriormente, los largueros son los elementos estructurales más importantes del ala. Con esta propuesta de estructura alar mencionada en el apartado anterior se pierde este elemento como tal. Por tanto, será de vital importancia dotar al ala de unos elementos que sean capaces de cumplir las mismas funciones; principalmente rigidizar el revestimiento y soportar la flexión. Para ello, además del cajón estructural base, se diseñan unos perfiles en C que unirán el cajón al revestimiento. Habrá 6 perfiles, 3 en la parte superior y 3 en la inferior. 4 se situarán al 25 y 75%, como largueros convecionales, y los restantes entre estos. La disposición de los perfiles se puede apreciar mejor en las figuras 2.5, 2.6 y 2.7. Figura 2.5 Cajón y Perfiles en C. Figura 2.6 Zoom perfiles 1. Figura 2.7 Zoom perfiles 2. En la parte inferior los perfiles empiezan en un plano distinto ya que la placa debe estar libre para unirse al resto del fuselaje, como se muestra en 2.7. Costillas Para transmitir los esfuerzos desde el revestimiento hasta el resto de elementos estructurales se utilizan las costillas. Se van a usar costillas tipo lámina. El número de costillas dependerá de el peso total de la estructura así cómo de la distancia entre el larguero trasero y delantero. [11] En este caso particular, se toma como referencia para el número de costillas, el trabajo previo Análisis estructural del ala de una aeronave tiltrotor en material compuesto [ 31 ], en el que la estructura consta de 6 costillas. Este razonamiento, partía de escalar de forma razonada el número de otra aeronave tilt-rotor (V-22 Osprey), teniendo encuenta, además, que estaba fabricado en aluminio, en vez de material compuesto. Finalmente, como punto de partida para esta nueva estructura, se ha decidido trabajar con 7 costillas. 4 de ellas son exactamente iguales, mientras que las otras 3 van reduciendo su tamaño conforme el cajón estructural se estrecha. 26 Capítulo 2. Requisitos de diseño este proyecto, uno de los requerimientos principales es que el UAV debe ser desmontable (ala y fuselaje) para faciltar su transporte. En este apartado se describen brevemente los tipos de uniones, así como sus ventajas e incovenientes y algunas recomendaciones de uso para el caso particular que aplica al proyecto, los materiales compuestos, que al ser no homogéneos, tienen un comportamiento distinto al de los metales. Existen distintos tipos de uniones, entre las que destacan las uniones mecánicas o atornilladas, los adhesivos o la soldadura. Las dos últimas son uniones fijas, por lo que para la unión entre el ala y el fuselaje se deberá usar una unión mediante tornillos. Sin embargo, para unir los distintos elementos el ala se utilizarán adhesivos. En la tabla 2.3, se muestra una comparación entre los distintos tipos de uniones para materiales compuestos. Tabla 2.3 Tipos de uniones [10]. Método Ventajas Inconvenientes Unión mecánica - Tecnología conocida y estudiada. - Facilidad para inspecciones. - No se necesita preparación en el material. - Trabaja conjuntamente con soldadura y adhesivos. - Laborioso. - La unión debe ser sellada de forma secundaria. - Se deben aplicar tensiones mediante un calzo para alinear la unión. - Efecto notch. - Aumenta el peso. Se añade un laminado local para contrarrestar el efecto notch. - Corrosión en los sujetadores por posible contacto con carbono. Adhesivos - Reduce el peso. - No hay concentración de tensiones. - Se pueden unir láminas muy finas. - Aerodinámicas. - Requiere un ciclo de curado. - Herramientas. - Inspección complicada. - Fallo difícil de detectar Soldadura - Se puede automatizar el proceso. - Reduce el peso. - Requiere acceso por los dos lados de la unión. 2.3 Uniones 27 Las uniones representan una de las fuentes de fallo más probables en el diseño de una aeronave, por eso se les debe prestar una atención especial durante el diseño estructural. El fallo se puede alacanzar de muchas formas distintas, aunque las más comunes son tensiones secundarias debidas a excentricidades, concentración de tensiones, deflexiones excesivas o combinaciones de condiciones. Las concentraciones de tensiones en uniones mecánicas aparecen por la reducción de área en el agujero y por la carga que este acumula. En uniones mediante adhesivos, aparencen para mantener la compatibilidad en deformaciones de los elementos unidos. En materiales compuestos, es muy importante que la unión no sea responsable de una pérdida de eficiencia en la estructura, ya que son materiales con poca capacidad de distribuir cargas y sus fibras son frágiles. En las figuras 2.14 y 2.15 se muestra una comparación de lo que ocurriría en una unión mecánica en metal y una en composite. Figura 2.14 Unión metal [10]. En este caso se permite que las dimensiones no sean completamente exactas porque el material se deformará plásticamente y redistribuirá las cargas a los tornillos adyacentes. Figura 2.15 Unión en material compuesto [10]. Los materiales compuestos no tienen límite elástico, por lo que no se reparten de manera adecuada las cargas. Si hay un tornillo con menos holgura en su agujero, este soportará una mayor tensión, pudiendo causar el fallo del material. 28 Capítulo 2. Requisitos de diseño 2.3.1 Uniones Mecánicas Se presta atención especialmente a dos aspectos: • La fragilidad relativa del material, que da lugar a concentraciones de tensiones en los bordes del agujero. • El fallo del laminado es función de la secuencia de apilado, el volumen de fibra y la porosidad, entre otros. Dentro de las uniones mecánicas podemos diferenciar entre remaches y bolts oscrews. Los remaches son más baratos y útiles para ensamblajes automáticos, pero menos resistentes a fatiga y no válidos para operaciones de montaje y desmontaje. En cuanto al uso de bolts, cabe destacar, tal y como se menciona en [ 19 ], que aunque la unión no esté lo suficientemente apretada, el momento de flexión se equilibra. Sin embargo, la carga debida a esfuerzos cortantes separará ambas partes de la unión. Para que esta carga se contrarrestre se debe apretar la unión de forma que la distribución de la presión de contacto equilibre la unión. Los laminados de material compuestos son frágiles y en muchas ocasiones no soportan la alta presión que se ejerce en el entorno de la cabeza del tornillo, por eso, en la mayoría de los casos se hace indispensable colocar unas arandelas de metal. La figura 2.16 destaca cuál sería la posición idónea para colocar la arandela. Figura 2.16 Uso de arandelas en uniones mecánicas de material compuesto [19]. Diseño de las uniones mecánicas En este proyecto, se usarán uniones mecánicas para unir la cola y el ala al fuselaje. A continuación se recogen algunas recomendaciones para el diseño de uniones mecánicas: - Se deben diseñar para que su modo de fallo sea bearing, de tal forma que se pueda prevenir el fallo catastrófico. Para conseguir esto las relacines distancia al borde-diámetro y distancia al lado-diámetro deberán ser mayores que en el caso de materiales metálicos convencionales. - Apilar el laminado siguiendo las recomendaciones que aparecen en 2.2.1. - Evitar excentricidades. - No utilizar cadenas largas de sujetadores en un empalme porque los primeros se llevarán toda la carga dejando al resto sin trabajar. Colocar 3 o 4 por lado (figura 2.17). 2.3 Uniones 29 Figura 2.17 Distancias mínimas entre tornillos y a los bordes [11]. - No mezclar distintos tipos de uniones como remaches y tornillos. Los remaches quedan más ajustados y al mezclarse tienden a soportar una carga mayor. La unión del ala y el fuselaje, tal y como se mencionó en 2.1, consistirá en la superposición de la placa superior del cajón del fuselaje sobre la placa inferior del cajón del ala y su posterior fijación mediante una unión mecánica con tornillos. De esta forma se permite el montaje y desmontaje de la estructura cuando sea necesario. Para esta unión se ha establecido la distribución de tornillos que aparece en las figuras 2.18 y 2.19, respectivamente. Figura 2.18 Distribución de tornillos unión ala-fus. Figura 2.19 Distancias entre tornillos. Para tener una idea más clara de la unión, la figura 2.20 muestra una vista general del avión completo [ 18 ]. 30 Capítulo 2. Requisitos de diseño Figura 2.20 Avión completo. En este tipo de unión, un aspecto clave es la aparición de concentradores de tensiones, debido a la necesidad de crear agujeros en el laminado. Según [ 19 ], la resistencia a fractura se reduce en torno a un 50 % para tracción y un 15%para compresión, en comparación a las zonas sin agujeros. Finalmente, de cara a una análisis más exhaustivo de la unión y la futura fabricación de la aeronave, cabe mencionar el material de los tornillos que se vayan a emplear. Según [ 10 ], el Titanio y algunas de sus aleaciones son los más usados en materiales de carbono más epoxi, por lo que se optaría por algo de ese tipo. 2.3.2 Uniones mediante Adhesivos Tal y como se muestra en la tabla 2.3, la unión mediante adhesivos presenta diversas ventajas con respecto a la unión mecánica. Al carecer de elementos sujetadores, la estructura es menos pesada y más aerodinámica. Además se evita la concentración de tensiones y se aumenta la resistencia a fatiga. Esto se debe al hecho de que se trabaja sobre una superficie continua sin agujeros y tornillos o remaches. Además de las ventajas generales que se comentan anteriormente, los adhesivos en materiales compuestos poseen una adicional; pueden ser del mismo material que la matriz, asegurando así la compatibilidad entre ambos [10]. Los adhesivos que presentan un mejor comportamiento estructural, son los bi-componentes. Poseen una elevada cohesión y crean una unión mecánica y química con el material con el que trabajan. Además, su resistencia mecánica es muy alta, superando en muchos casos a la uniones mecánicas [17]. El adhesivo más usado para trabajar conjuntamente con materiales compuestos es el epoxi. En este tipo de aplicaciones se requiere un mecanismo de curado en caliente, ya que normalmente proporciona resistencias mecánicas mayores y un tiempo de curado menor [ 34 ]. En el caso del epoxi, se necesitan temperaturas de más de 120◦C para que el resultado sea el esperado: τrupture =20MPa (2.6) Tras este tratamiento, los adhesivos son resistentes a: 2.3 Uniones 31 •Altas temperaturas •Humedad •Numerosos agentes químicos Las piezas que unirán estos adhesivos deben ser tratadas superficialmente: 1. Desengrasado 2. Limpieza 3. Protección de la superficie Diseño de la unión mediante adhesivos Para que el funcionamiento de un adhesivo sea el adecuado se deberá trabajar a cortadura y evitar la tracción [19]. En la figura 2.21 aparecen distintos tipos de unión, así como la validez que tienen. Figura 2.21 Ejemplo de diseños en uniones con adhesivo [16]. Según la imagen, otro aspecto fundamental en el diseño de adhesivos es la superficie de contacto entre los materiales que se unen y el adhesivo. Cuanto mayor sea la superficie, mejor calidad tendrá la unión. Para que nuestro diseño se ajuste a este requisito, se crean unos perfiles que se colocarán en esquinas y en zonas de unión entre el cajón estructural y los perfiles en C. Se colocarán a ambos lados de la unión para que la se considere lo suficientemente buena. Para decidir el espesor que se dará al adhesivo, se tendrá en cuenta que es resina epoxi curada en caliente. Los espesores típicos para este caso están comprendidos entre 0.1 y 0.3 mm. Finalmente, el adhesivo que se emplea tendrá un espesor de 0.15 mm. Sin embargo, el análisis FEM de los adhesivos no se contemplará en 32 Capítulo 2. Requisitos de diseño este trabajo. Aunque no se realice el análisis en detalle de los adhesivos, sí que se muestra un diseño previo realizado en CATIA. La figura 2.22 muestra los adhesivos en forma de L que se usarán para unir las C al cajón. Además, la figura 2.23 amplia el detalle marcado en la anterior. Figura 2.22 Perfiles que unen el cajón estructural del ala y los perfiles en C.. Figura 2.23 Detalle de los perfiles.. Debido a la geometría del ala, deberán fabricarse tres tipos de perfiles, dos con forma de L y uno plano (figura 2.24). 2.4 Cargas 33 Figura 2.24 Tipos de perfiles. 2.4 Cargas En este apartado se describen las cargas que actúan sobre el ala de la aeronave. Las cargas principales serán: •Cargas aerodinámicas •Cargas propulsivas •Gravedad •Elementos situados en el ala Cabe destacar que, como el UAV tiene dos modos de vuelo, vertical y horizontal, las cargas aerodinámicas y propulsivas variarán según el modo. Sin embargo, el peso de la propia estructura y de los elementos internos del ala, será el mismo para ambos casos. Para el análisis se utiliza una gravedad de 9.81m/s2. Los elementos que se tienen en cuenta son los que aparecen en la tabla 2.4. Tabla 2.4 Elementos en el ala. Elemento Peso (kg) x (mm) y (mm) z (mm) Servo 1 0.005 687.929 358 151.043 Servo 2 0.005 687.929 879.164 155.003 Motor 0.5885 637.632 1132 165.516 Existen otros elementos internos en el ala, como el cableado o la ESC (Electronic Speed Controller) del motor, que se consideran despreciables en este análisis. 2.4.1 Modo de vuelo vertical Este modo de vuelo es característico de las aeronaves de ala rotatoria. La sustentación se consigue mediante el giro de unas palas alrededor de un eje fijo. El empuje que generan los motores deberá compensar el peso de la aeronave y también la resistencia generada por el ala. En este caso el ala tiene la función principal de soportar estructuralmente los motores situados en cada punta del ala. La velocidad de operación en este modo va desde 1 a 5 m/s. Para los análisis se tendrá en cuenta 5 m/s. 34 Capítulo 2. Requisitos de diseño •Cargas aerodinámicas En este caso solo existe resistencia aerodinámica generada por la presencia del ala. Sin embargo esta resistencia dista mucho de los valores que se pueden obtener en vuelo horizontal, ya que el ángulo de incidencia es mucho mayor (90◦aprox.). La estimación de este valor ya se realizó en un trabajo anterior [31] •Cargas propulsivas Para calcular el empuje y el par del motor se utiliza un modelo propulsivo que permite obtener una expresión secilla de estos usando un ajuste de constantes según los datos experimentales obtenidos en banco. cT=cT0+cT1J+cT2J2(2.7) cQ=cQ0+cQ1J+cQ2J2+cQ3J3(2.8) cQ=cP 2π(2.9) Tabla 2.5 Coeficientes en banco. cT0cT1cT2cP0cP1cP2cP3 0.0890 -0.0266 -0.1626 0.0266 0.0834 -0.1564 0.0039 Las expresiones para caluclar el empuje y el par generados por el motor son las siguientes: T=cTρRPS2D4 prop (2.10) Q=cQρRPS2D5 prop (2.11) El parámetro J se define como el parámetro de avance de la hélice y su expresión es la siguiente: J=V RPSDprop (2.12) También sabemos que TV=DV+W 2 (para este cálculo se usa un peso aproximado de la aeronave de W = 24.8051 kg). Queda entonces: TV=125.63N Usando las ecuaciones anteriores y resolviendo el sistema obtenemos los siguientes resultados: RPS = 95.6506 QV=4.6893 2=2.3447Nm 2.4 Cargas 35 2.4.2 Modo de vuelo horizontal El modo de vuelo de las aeronaves de ala fija es el vuelo horizontal. En este caso se consigue sustentación gracias a la geometría específica de los perfiles alares. Esta sustentación deberá compensar el peso del ala. Además se requiere de un sistema propulsivo que genere una fuerza capaz de superar a la resistencia aerodinámica. Durante el tramo de vuelo horizontal, la velocidad de la aeronave será de 25 m/s. •Cargas Aerodinámicas Cuando el ala de una aeronave atraviesa un flujo de aire se generan fuerzas aerodinámicas. Estas son la sustentación, la resistencia y los momentos asociados a las fuerzas anteriores. Distribución de cargas a lo largo de la envergadura. Para introducir estas fuerzas distribuidas en Abaqus se pueden seguir varias estrategias. En estudios previos como Análisis estructural del ala de una aeronave tiltrotor en material compuesto [ 31 ], se utiliza una aproximación que aplica las cargas a lo largo de la envergadura. Las fórmulas para calcular la distribución de sustentación y resistencia sobre la envergadura son las siguientes: l=1 2cmcLV2(2.13) d=1 2cmcDV2(2.14) Siendo cm la cuerda media del perfil, fijada en 0.205m, cL y cD los coeficientes de sustentación y resistencia, ρla densidad del aire y V la velocidad. Con los valores de los coeficientes aerodinámicos y su definición se consigue la distribución de las fuerzas aerodinámicas a lo largo de la envergadura del ala. Estos datos se obtiene con el software XFLR5, que permite extraer unos ficheros con los coeficientes para distintos puntos del ala. El archivo inicial con la geometría y los análisis ha sido proporcionado por el director de EMERGENTIa, el profesor Sergio Esteban Roncero. Finalmente, para introducir en Abaqus las cargas, se obtienen los coeficientes de los polinomios que aproximan las fuerzas aerodinámicas a través del comando polyfit en MATLAB. Siguiendo la forma de proceder del proyecto Análisis estructural del ala de una aeronave tiltrotor en material compuesto [ 31 ], se calcula una distribución de cargas a lo largo de la envergadura, teniendo en cuenta nuevos datos aerodinámicos de acuerdo con los avances en el proyecto. Se analizan cuatro posibles configuraciones. De cada una se analizará el caso para el ángulo de ataque máximo para el que XFLR5 es capaz de calcular distribuciones de las fuerzas aerodiámicas. Las configuraciones que se han analizado se muestran en la tabla 2.7. Tabla 2.6 Flaps Alerones Ángulo de ataque 0◦0◦17◦ 0◦30◦14◦ 30◦0◦17◦ 30◦30◦12◦ Los estudios correspondientes a estas configuraciones se han realizado con LLT (Lifting Line Theory). Este método da resultados para ángulos de ataque más elevados, los más interesantes desde el punto de 42 Capítulo 2. Requisitos de diseño se realicen en cada momento. Como aún no se ha determinado la envolvente de vuelo, se tomará como valor límite el correspondiente al caso de aterrizaje de emergencia. En esta situación, las aceleraciones que debe experimentar como máximo el pasajero son las que aparecen en la tabla 2.8. Tabla 2.8 Factores de carga en aterrizaje de emergencia [4]. Dirección Factor de carga Hacia arriba 3 Hacia delante 9.0 Hacia el costado 1.5 Descendente 6 Entre estos valores se calcula la media y se fija como factor de carga máximo: nm´ax =4.875 (2.20) Finalmente, para obtener el factor de carga último se deberá añadir un factor de seguridad de 1.5, quedando por tanto: n´ultimo =1.5·4.875 =7.3125 (2.21) Este factor de carga último se multiplicará por las cargas calculadas previamente cuando se introduzcan en ABAQUS, para que los resultados obtenidos se puedan considerar lo suficientemente seguros. 3 Modelado en Abaqus Para proceder al análisis de la estructura diseñada con anterioridad, como ya se ha comentado, se utilizará la herramienta de software ABAQUS. En este apartado se describen las distintas funciones que se utilizarán para realizar el análisis FEM del ala. 3.1 Geometría y propiedades La geometría de partida consiste en un diseño previo elaborado con la herramienta CAD CATIA V5 que ya se ha mostrado en 2. Desde Abaqus se procede a la importación del mismo, obteniendo así distintos parts. En total son 16: •7 costillas •6 perfiles en C •Cajón estructural •Revestimiento El siguiente paso será definir el material empleado. Todos los elementos que se estudian en este análisis son de fibra de carbono más epoxi, por lo que habrá que definir las propiedades de este material. Para ello se escoge en el módulo property, la opción create material (figuras 3.1 y 3.2). 43 44 Capítulo 3. Modelado en Abaqus Figura 3.1 Densidad del material. Figura 3.2 Propiedades mecánicas del material. Tras la definición del material, cabe destacar que Abaqus no trabaja con unidades, es decir, el usuario deberá ser consistente con los números que introduce en todo momento. Al crear el modelo en CATIA se han usado los milímteros como unidad de medida, por ello, en Abaqus se trabajará también con esa unidad de longitud. Las unidades del resto de magnitudes que intervienen en el análisis deberán ser las que se incluyen en la tabla 3.1. 3.1 Geometría y propiedades 45 Tabla 3.1 Unidades. Magnitud Unidad Longitud mm Masa T Tiempo s Tensión MPa Densidad T/mm3 Fuerza N Para crear las placas de material compuesto existe un módulo independiente que lo permite, Composite Layup. Con esta función se pueden asignar propiedades de material compuesto a cada superficie importada desde CATIA. El laminado se define dentro de cada part, pudiendo crear distintos laminados en un mismo part si este consta de varias superficies. En primer lugar, se escoge el tipo de elemento que se va a crear (Conventional Shell), ya que se trabaja con superficies en 2D. A continuación, se desplegará una pestaña como la de la figura 3.3. Figura 3.3 Propiedades del material compuesto. En la figura 3.3 se escoge el sistema de referencia. Se puede trabajar con el SR predeterminado de cada superficie o definir uno nuevo para que las láminas a 0 ◦ vayan en la dirección adecuada. En el caso que aplica, las láminas a 0 ◦ se definen por ser las que van de raíz a punta en largueros y revestimiento y de borde de salida a borde de ataque en las costillas. Para que se cumpla esta regla se han definido distintos sistemas de referencia en cada superficie, en los que el eje x se corresponderá con las direcciones mencionadas anteriormente. 46 Capítulo 3. Modelado en Abaqus Además, en la pestaña plies se selecciona el número de capas que tendrá el laminado, las regiones a las que aplica, el material (creado previamente), el espesor de cada capa, el ángulo de las fibras de cada capa y los puntos de integración. En la pestaña offset se puede elegir como crece el laminado. Las opciones más comunes son middle,top ybottom.Middle es la opción por defecto de Abaqus, crea el laminado de forma simétrica con respecto a la lámina 2D. Las opciones top ybottom generan todo el laminado a un lado o a otro de la superficie. El siguiente módulo es el de Assembly. Este módulo sirve para posicionar los parts. En este caso particular no será necesario posicionarlos puesto que la geometría importada de CATIA ya lo está. Se crea un instance de cada part, sobre el que se realizarán varias operaciones. La idea de crear un instance a parte del part inicial es mantener el original por si se desea crear otro con distintas propiedades. Además, se pueden crear particiones (útiles para el mallado), sets y surfaces (útiles para definir condiciones de contorno e interacciones). 3.2 Método de resolución en Abaqus El método de resolución se define desde el módulo Step. Este módulo permite crear distintos pasos para aplicar condiciones de contorno y cargas. Cada step se iniciará cuando el step anterior haya finalizado. Cada paso es un período de "tiempo", especificado por el usuario, para el cual Abaqus calcula la respuesta del modelo a un conjunto particular de cargas y condiciones de contorno. El usuario debe especificar el tipo de respuesta durante cada paso y puede cambiarlo de un paso a otro. El tipo de respuesta es lo que se define en este apartado como Método de Resolución. Abaqus siempre define un primer paso o step (Initial), que no es posible eliminar ni modificar. Este paso inicial se utiliza para establecer condiciones de contorno e interacciones que no varían a lo largo de todo el análisis. En este caso, se establecerán las condiciones de contorno en el step inicial y las cargas en un segundo step denominado Loads. Además de definir el tipo de análisis, se deben seleccionar los parámetros que se quieren obtener como salida. Para ello hay que ir al árbol del modelo, abrir Step y seleccionar Field Output Request yHistory Output Request. El primero se utiliza para obtener resultados de grandes regiones en pocos intervalos de tiempo y el segundo se utiliza para extraer información sobre partes más localizadas en muchos intervalos de tiempo. Mientras la Field Output Request da una visión general sobre los cambios que ha sufrido el conjunto completo, la History Output Request muestra la evolución de un punto durante la aplicación de una carga. Este último puede ser útil para crear gráficas u-t, por ejemplo. Field Output Request (figura 3.4) proporciona los resultados que son interesantes desde el punto de vista del caso estudiado. Además de los parámetros seleccionados por defecto (incluye tensiones, deformaciones y desplazamientos), se selecciona CFailure, dentro del módulo Failure/Fracture, que permitirá analizar la rotura de las láminas de material compuesto según el criterio de rotura escogido (Tsai-Wu). 3.3 Interacciones 47 Figura 3.4 Field Output Request, Whole Model. Para poder visualizar las diferentes capas de material compuesto en la ventana de resultados, se deben crear tantos Field Output Requests como laminados existan en el modelo (figura 3.5). Figura 3.5 Field Output Request, Composite Layout. 3.3 Interacciones En este apartado se describen las interacciones entre los distintos elementos que conforman el ala. Para ello, ABAQUS dispone de distintas herramientas. Las utilizadas en este estudio son las siguientes: •Tie : Simula las uniones adhesivas. Permite unir dos superficies de forma que no exista movimiento relativo entre ellas incluso cuando el mallado de ambas partes es distinto. También posibilita la unión entre una superficie y una línea de nodos. En la figura 3.6 se puede ver la unión que se establece entre las costillas y el revestimiento del ala. Para definir esta interacción entre las distintas supericies del modelo, es necesario diferenciar entre Master oSlave. La diferencia principal entre ambos se basa en que los nodos de una superficie Master pueden penetrar los de la superfice Slave. Tres reglas fundamentales a tener en cuenta para escoger la naturaleza de cada superficie son: 1. Las líneas de nodos siempre serán slave surfaces. 48 Capítulo 3. Modelado en Abaqus 2. La superficie con la malla más fina será la esclava. 3. Un mismo nodo no puede actuar varias veces como slave node. Figura 3.6 Ties. Esta interacción se utiliza para definir las uniones entre costillas, perfiles, cajón y revestimiento. •Coupling : Este tipo de interacción permite acoplar el movimiento de un conjunto de nodos en una superficie a un nodo de referencia. Se utiliza la opción "kinematic", ya que es la unión más rígida de todas las que aparecen. Esto proporciona unos resultados en términos de tensiones que están del lado de la seguridad, quedando pendiente analizar en detalle la unión (figura 3.7). Figura 3.7 Coupling RP Motor - Costilla Cierre. 3.4 Cargas y condiciones de contorno La carga más importante que actúa sobre el ala es la fuerza aerodinámica. Esta fuerza se define como una presión que se ejerce sobre toda la superficie alar (descrita en el apartado 2.4.2). En este proyecto, se analizará únicamente el caso de vuelo horizontal. Para crear este tipo de carga en Abaqus, se obtiene, usando XFLR5 y MATLAB, un fichero .txt que relaciona un punto de coordenadas (x,y,z) con el coeficiente de presión en cada punto. Este .txt puede importarse a Abaqus usando la opción Analytic Field (figura 3.8). Dentro de este campo, encontramos tres rellenables: 3.4 Cargas y condiciones de contorno 49 •Distribution: se selecciona el .txt comentado previamente. • Magnitude: Como el .txt contiene los valores correspondientes al cp, habrá que transformarlo en presión multiplicando por la presión dinámica,q. Además, las cargas se introducirán en MPa, para que las unidades sean consistentes en todo el análisis. •Amplitude: se selecciona la opción ’Ramp’. Figura 3.8 Analytic Field Abaqus. La gravedad se introduce seleccionando en Abaqus la opción ’Gravity’ e indicando la dirección en la que deberá aplicarse. En este caso, se introduce en mm/s2. Quedaría por tanto, introducir las cargas propulsivas; tracción y par de la hélice. Para ello se tiene en cuenta hacia qué dirección se genera empuje y en qué sentido giran los motores (hacia dentro). El punto de aplicación de las cargas se genera como un punto de referencia situado en el lugar geométrico de la posición real del motor en el diseño. A continuación, en la figura 3.9, se muestra la disposición del motor en la última versión disponible del modelo completo. Figura 3.9 Motor v7.7. En la figura 3.10 se representa el total de las cargas involucradas en el análisis. 50 Capítulo 3. Modelado en Abaqus Figura 3.10 Cargas. Las condiciones de contorno que se aplican son la condición de simetría con respecto al eje y un empotramiento en la sección que se supone unida al fuselaje (figura 3.11). El análisis FEM de la unión real entre el ala y el fuselaje se plantea como línea futura de este proyecto. Figura 3.11 Condiciones de contorno. 3.5 Mallado Un aspecto fundamental en cualquier análisis de elementos finitos, sin importar lo que se pretende analizar, es siempre el mallado del objeto de estudio. Para realizar un mallado lo suficientemente robusto, se deben seguir unos pasos previos que facilitarán el trabajo. En primer lugar, decidir si los instances creados a partir del part en el módulo Assembly son dependientes o independientes. Si se crean como dependientes, el mallado se realiza sobre el part y aplica a todos los instances dependientes que se han creado. Esto puede ser útil cuando hay varias partes de un modelo que se comportan de la misma forma. No se permite crear particiones ni otras modificaciones a cada uno de los instances. En caso de escoger la opción de crearlos como independientes, habrá que mallar cada instance por separado, pero se permiten las particiones, que pueden ser muy útiles, tanto para el mallado, como para definir interacciones, cargas y condiciones de contorno. En este caso se crearon todos los instances como independientes Otra aclaración importante tiene que ver con el tipo de elemento seleccionado para formar la malla. Siempre que sea posible, mallar con elementos cuadriláteros. Generalmente son más exactos que los triangulares. Como la estructura es de tipo shell y el análisis Standard y lineal, el elemento escogido será S4R. La "R" hace referencia a Reduced Integration, permitiendo reducir los puntos de integración necesarios para resolver el problema (buena aproximación a menor coste computacional). Para asignar el tipo de elemento a cada partición se utilizan los comandos Assign Mesh Controls yAssign Element Type. 3.5 Mallado 51 Respecto a la técnica de mallado, se asigna a los ejes del modelo un número de semillas o separación aproximada entre ellas de forma que el mallado quede lo más estructurado posible. 58 Capítulo 4. Resultados Figura 4.10 Parámetro de TSAIW en toda la estructura. Sirviendo esta iteración como punto de partida, el siguiente paso consistirá en mejorar el modelo, así como reducir el peso actual de la estructura, que actualmente es de 2.89 kg. 4.2 Segunda iteración Con esta segunda iteración no sólo se prentende realizar una optimización en cuanto al peso, sino implementar cambios que mejoren y corrijan ciertos aspectos de la primera. Además de modificar el laminado, el resto de mejoras, se expondrán a continuación. Comenzamos con la modificación de los laminados (figura 4.2), reduciendo el número de capas y por tanto el peso total de estructura. Tabla 4.2 Secuencia de laminado Iteración 2. Elemento Secuencia Espesor [mm] C1-C6 [45/90/-45/0] 0.52 C7 [45/90/−45/0]s0.91 Cajón central horizontal [45/90/−45/0/45/90/−45]s1.69 Cajón central vertical [-45/90/0/45/90/-45/0/-45/90/45/0/90/-45] 1.69 Revestimiento [-45/90/0/45/90/-45/0/90/45] 1.17 Perfiles [0/45/90/−45/0]s1.04 Buscando una mejora de los resultados obtenidos en la costilla de la punta, se propone un nuevo coupling, en el que esta vez, se seleccionan todos los nodos de la superficie de la costilla 7, tal y como se aprecia en la figura 4.11. 4.2 Segunda iteración 59 Figura 4.11 Coupling RP Motor - Costilla Cierre II. El siguiente paso consiste en redondear las esquinas interiores de las siete costillas para evitar los concentradores de tensiones que tienen lugar en esos puntos. También se procede a refinar el mallado en las costillas, de forma que el tamaño del elemento se reduzca en aquellas zonas que pudiesen ser más problemáticas, como los redondeos o zonas próximas a nodos de unión. Para conseguir lo mencionado anteriormente, se realizan una serie de particiones que se muestran en la figura 4.12. Figura 4.12 Redondeos en las esquinas. En la figura 4.13 se puede ver el mallado obtenido para cada costilla, así como el detalle del mismo en las figuras 4.14 y 4.15. 60 Capítulo 4. Resultados Figura 4.13 Mallado en la costilla 1. Figura 4.14 Mallado detalle I. Figura 4.15 Mallado detalle II. Por último, para asegurar que el mallado es el adecuado y nos lleva a los resultados correctos, se realiza un Análisis de sensibilidad de malla. 4.2.1 Análisis de sensibilidad de malla Para verificar el resultado obtenido tras un análisis FEM, es muy útil llevar a cabo un análisis de este tipo. De esta forma, se asegura que los resultados son corresctos y no dependientes de la malla. Consiste en realizar el mismo análisis para mallados distintos y comprobar que los resultados obtenidos son los mismos. En este caso, el análisis se centra en las dos esquinas interiores de la C1. Como salida se utilizará el criterio de TSAI Wu, ya que será el resultado que necesita ser validado para el objetivo de evaluar la integridad estructural. Se escogen 7 mallados distintos, en los que se va a reduciendo cada vez más el tamaño del elemento en la zona próxima a las dos esquinas. El resultado obtenido aislando la Costilla 1 se recoje en la figura 4.16. 4.2 Segunda iteración 61 Figura 4.16 Análisis de sensibilidad de malla. Finalmente, se decide usar el Mallado número 5. El número total de elemento para el modelo completo es el siguiente: •Nºtotal de nodos: 761513 •Nºtotal de elementos: 747690 62 Capítulo 4. Resultados 4.2.2 Resultados en desplazamientos Figura 4.17 Desplazamiento total en el ala. 4.2 Segunda iteración 63 Figura 4.18 Desplazamiento horizontal y vertical en el ala. La figura 4.17 muestra cómo los únicos cambios con respecto a la iteración 1 son en cuanto al valor del desplazamiento. Manteniéndose que la región que experimenta un desplazamiento mayor es la correspondiente a la punta, lo cual tiene sentido para el caso de cargas aplicado. Ocurre lo mismo para los desplazamientos U1, U2 y U3 (figura 4.18). En esta iteración, el máximo de la tensión S11 , se encuentra en la costilla número dos, que alcanza, en el sistema de referencia global un valor de 96.7 MPa (ver figura 4.19). 64 Capítulo 4. Resultados Figura 4.19 S11 máx (Sistema de referencia global). Sin embargo, para estudiar las tensiones que se generan en las costillas y comprender mejor el estado tensional al que están sometidas, se empleará el sistema de referencia local usado para definir su laminado. En la figura 4.20 se muestra la tensión S11 en el sistema de referencia local. Figura 4.20 S11 máx (Sistema de referencia local). En la costilla de la punta, la situación ha cambiado con respecto a lo obtenido en la iteración 1 (figura 4.9). La figura 4.21 se puede comprobar cómo las tensiones ahora se concentran a lo largo del contorno de toda la superficie. Esto es debido a la modificación implementada en el coupling que une la misma al motor. La zona 4.2 Segunda iteración 65 en la que se sitúan los máximos se corresponde con los puntos de unión entre la costilla y revestimiento. Es importante remarcar que estos máximos no son reales, son valores artificiales que quedarán pendientes de evaluar en un posterior análisis detallado de cada unión. Figura 4.21 S11 en la costilla 7 (Sistema de referencia local). Dado que las tensiones S22 y S12 son del orden de la tensión S11 (aunque siempre menores) y los máximos se alcanzan en los mismos puntos, se muestran de forma representativa los valores de S11. En las figuras 4.22, 4.23, 4.24 y 4.25 se muestra la tensión S11 en revestimiento, cajón y perfiles. El máximo en cada caso se encuentra en las esquinas del encastre que modela la unión cajón central del ala - cajón del fuselaje. Figura 4.22 S11 en el revestimiento I. 66 Capítulo 4. Resultados Figura 4.23 S11 en el revestimiento II. Figura 4.24 S11 en el cajón. 4.2 Segunda iteración 67 Figura 4.25 S11 en los perfiles (Sistema de refencia global). Para terminar, el la figura 4.26, se muestran los valores máximos del criterio de Tsa Wu, que serán los que marquen la validez del análisis. Figura 4.26 Máximo del criterio de Tsai Wu. Tal y como se observa en la leyenda de la figura anterior, el criterio escogido no supera el valor de 1 para ningún Instance. La estructura queda entonces validada. Pero, ¿en qué punto alcanza este criterio su valor máximo? Pues bien, este punto se encuentra en la C1, en el borde inferior, próximo a la punta de la costilla. Esto se debe a que el contorno de la costilla está sometido a la unión de la misma con el revestimiento. Si bien, este punto no es representativo del valor máximo. Habría que estudiar de forma detallada y aislada lo que ocurre específicamente en ese punto para obtener el valor real. En este estudio general es suficiente con conocer que el máximo se encontrará a lo largo del contorno de la costilla. 74 Capítulo 4. Resultados Figura 4.37 Laminado en el revestimiento. 5 Conclusiones La motivación principal de este proyecto consistía en probar con una geometría distinta a lo propuesto en los casos anteriores, para conseguir simplificar al máximo los procesos de fabricación. Tratándose esta de un cajón central y 6 perfiles con forma de C, en contraposición a los dos largueros que se propusieron en análisis anteriores. En este modelo, la estructura base consta de un cajón central formado por placas que se unen con perfiles en L, siendo siempre el ángulo de unión de 90 ◦ . Con esto se reducen tanto el coste como la complejidad que conllevaría tener que fabricar un utillaje y diseñar procesos propios para ángulos específicos. Si bien es cierto que el cajón tiene estrechamiento, esto no afecta a los tipos de perfiles que se requiere fabricar (figura 2.24). Una vez acordada esta modificación que facilita la fabricación, el siguiente objetivo del análisis consiste en diseñar una estructura que sea lo suficientemente segura con el menor peso posible, como es lógico. Ya con el primer análisis realizado, se comprueba que la estructura es lo suficientemente segura, permitiendo por tanto, reducir el número de capas del laminado. Tras tres iteraciones, se ha conseguido reducir el peso tal y como se muestra en la siguiente tabla: Tabla 5.1 Evolución de pesos. ITERACIÓN PESO (kg) 1 2.89 2 1.78 3 1.07 Llegados a este punto, y comparando el peso final obtenido con el del análisis proyecto Análisis estructural del ala de una aeronave tiltrotor en material compuesto (0.815 para la unión machihembrada y 0.7094 para el pin to pin [ 31 ]), se podría concluir que la reducción de peso no es suficiente. Sin embargo, volviendo al objetivo principal del proyecto, es importante remarcar la importancia de la simplificación de procesos y costes de fabricación, más allá de la reducción de peso. Para finalizar, cabe destacar que el resultado obtenido en la tercera iteración sigue cumpliendo el criterio de Tsai Wu, por lo que una posible línea de futuro es la continuación de la reducción de peso. Actualmente, el laminado en la mayor parte de los componentes del ala consta de unas 4-5 láminas, es por eso que como solución alternativa propondría reducir el número de costillas y verificar si el criterio se sigue cumpliendo. 75 76 Capítulo 5. Conclusiones 5.1 Líneas futuras Siendo este proyecto una nueva propuesta de estructura, en la que se ha partido de cero para el diseño, ha quedado pendiente realizar un análisis exhaustivo de la unión apropiada para ala y fuselaje. Retomando el trabajo del que parte este análisis [ 31 ], comentado previamente, el siguiente paso consistiría en incluir en el análisis las dos versiones de unión propuestas: •Unión machihembrada •Unión Pin to Pin En Análisis estructural del ala de una aeronave tiltrotor en material compuesto ([ 31 ]) se analizan los pros y contras de cada opción, concluyendo que la unión Pin to Pin presenta valores de tensión máximos menores que los del caso del machihembrado. Esto, a su vez conlleva un menor número de láminos y la consecuente reducción de peso y costes. Por el contrario, el machihembrado presenta facilidades en cuanto al modelado de la estructura para ser probada en tunel de viento. Si bien en este proyecto se hace una propuesta de diseño tanto para la unión ala-fuselaje, como para las uniones entre las distintas partes del ala, queda pendiente de ser estudiada con detenimiento y analizada estructuralmente. Bibliografía [1] Bell v-247 vigilant,https:// es.bellflight.com/ products/ bell-v-247. [2] RotorNation,http:// rotornation.com/ tiltrotor-aircraft/ . [3] The SHERPA Project,http:// www.sherpa-fp7-project.eu/ sherpa/ content/ project. [4] Federal Aviation Administration, FAR 23, Subpart C, Section 23.561, 2002. [5] ArgoDesign, Drone Ambulance, a visionary solution to speed emergency care,https:// www.argodesign. com/ work/ drone-ambulance-argodesign.html. [6] Kathy Barnstorff, NASA’s Greased Lightning UAV completes successful flight test, 2015. [7] Boeing, Galería de imágenes B777. [8] John K Borchardt, Unmanned aerial vehicles spur composites use, Reinforced Plastics 48 (2004), no. 4, 28–31. 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