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ESCUELA TÉCNICA SUPERIOR DE INGENIERÍA (ICAI)
GRADO EN INGENIERÍA ELECTROMECÁNICA ESPECIALIDAD MECÁNICA
CÁLCULO Y DISEÑO DE LA ESTRUCTURA Y FUSELAJE DE UN
HELICÓPTERO LIGERO
Autor: Joaquín Villar Font de Mora Director: Javier Soto Trujillo
Madrid Agosto 2015
AUTORIZACIÓN PARA LA DIGITALIZACIÓN, DEPÓSITO Y DIVULGACIÓN EN ACCESO
ABIERTO DE DOCUMENTACIÓN
1º. Declaración de la autoría y acreditación de la misma.
El autor D. Joaquín Villar Font de Mora, como estudiante de la UNIVERSIDAD PONTIFICIA
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elevación para el montaje de aerogeneradores marinos” que ésta es una obra original, y que
ostenta la condición de autor en el sentido que otorga la Ley de Propiedad Intelectual como
titular único o cotitular de la obra.
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de los restantes titulares para hacer la presente cesión. En caso de previa cesión a terceros de
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derechos en la forma prevista en la presente cesión y así lo acredita.
2º. Objeto y fines de la cesión.
Con el fin de dar la máxima difusión a la obra citada a través del Repositorio institucional de la
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más adelante se detallan) por todos los usuarios del repositorio y del portal e‐ciencia, el autor
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legal y con ámbito universal, los derechos de digitalización, de archivo, de reproducción, de
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tal y como se describen en la Ley de Propiedad Intelectual. El derecho de transformación se cede
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6º. Fines y funcionamiento del Repositorio Institucional.
La obra se pondrá a disposición de los usuarios para que hagan de ella un uso justo y respetuoso
con los derechos del autor, según lo permitido por la legislación aplicable, y con
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‐ La Universidad adoptará las medidas necesarias para la preservación de la obra en un futuro.
b) Derechos que se reserva el Repositorio institucional respecto de las obras en él registradas:
‐ retirar la obra, previa notificación al autor, en supuestos suficientemente justificados, o en caso
de reclamaciones de terceros.
Madrid, a 26 de Agosto de 2015
ACEPTA
Fdo……………………………………………………………
Proyecto realizado por el alumno/a:
Joaquín Villar Font de Mora
Fdo.: Fecha: 26 / 08 / 2015
Autorizada la entrega del proyecto cuya información no es de carácter confidencial
EL DIRECTOR DEL PROYECTO
Javier Soto Trujillo
Fdo.: Fecha: 26 / 08 / 2015
Vº Bº del Coordinador de Proyectos
Jesús Jiménez Octavio
Fdo.: Fecha: 26 / 08 / 2015
ESCUELA TÉCNICA SUPERIOR DE INGENIERÍA (ICAI)
GRADO EN INGENIERÍA ELECTROMECÁNICA ESPECIALIDAD MECÁNICA
CÁLCULO Y DISEÑO DE LA ESTRUCTURA Y FUSELAJE DE UN
HELICÓPTERO LIGERO
Autor: Joaquín Villar Font de Mora Director: Javier Soto Trujillo
Madrid Agosto 2015
CÁLCULO Y DISEÑO DE LA ESTRUCTURA Y FUSELAJE DE UN HELICÓPTERO LIGERO
Autor: Villar Font de Mora, Joaquín
Director: Soto Trujillo, Javier
Entidad Colaboradora: ICAI – Universidad Pontificia Comillas
RESUMEN DEL PROYECTO
Introducción
En función de sus distintas aplicaciones, se han diseñado diversos tipos de helicóptero a lo largo del siglo XX y con ello diferentes estructuras que se han adaptado a las dimensiones, carga y configuración de hélices definidas para cada caso.
El objeto del proyecto es la especificación técnica completa de la geometría y materiales (composites) para la producción de la estructura y el fuselaje de un helicóptero ligero de hasta 3 pasajeros, con un peso menor que 100Kg, incluyendo diseño, cálculo de cargas y planos de fabricación. Tratando de ofrecer una forma geométrica lo más aerodinámica posible y una estructura tubular interna ligera, con el objeto de reducir el peso y los esfuerzos aerodinámicos de la aeronave al máximo.
Para el correcto diseño de la estructura interna del aparato, se parte de las geometrías y formas de dos helicópteros ligeros. Con ello, se decide diseñar dos tipos de estructuras:
- Una de ellas en la cual la distribución de pasajeros y piloto fuese lineal, en la que el piloto se encontraba en el centro de la estructura y los pasajeros en sus extremos.
- La segunda estructura posee una distribución de pasajeros y piloto triangular, en la cual el piloto se encuentra en frente de los pasajeros a mandos del aparato y estos dos en la parte trasera en sus extremos.
Para el correcto diseño de estas dos estructuras planteadas se ha de realizar un estudio ergonómico donde se consigue las medidas medias de un ser humano junto con el ángulo de inclinación necesario para una correcta orientación a la hora de
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sentarse. En base a este estudio se diseñan ambas estructuras con un ancho de 1,55m para la estructura lineal, de 1,25m para la estructura triangular y poseyendo ambas una altura desde la sección inferior de la cabina hasta la zona superior de 1,8m.
Es necesario una correcta elección de los materiales para la construcción del aparato. En este caso, según las premisas del proyecto, se decide crear la estructura interna de dos aleaciones metálicas y una fibra de carbono, muy utilizadas en el sector aeronáutico. Por otra parte, se decide conformar el fuselaje con fibra de vidrio.
Metodología
Lo primero, es resolver el coeficiente aerodinámico que generan los fuselajes de ambas estructuras. Con ello, se descarta una de los diseños planteados para posteriormente ser capaces de optimizar según los materiales escogidos la estructura interna y poder reducir el peso del aparato al máximo. Para ello, se utilizaron las plataformas de “FlowSimulation” y “StaticAnalysis” del programa de diseño en 3-D SolidWorks.
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Resultados y conclusiones
Se dividen en tres:
1. Análisis aerodinámico
Como se describe en la metodología, es necesario realizar un análisis aerodinámico de ambas geometrías con el fin de descartar una de las dos. Aunque a priori se suponga la hipótesis de que la estructura con distribución de tripulación y pasajeros lineal, al poseer una superficie frontal mayor, tenga un mayor coeficiente aerodinámico, se realiza un análisis aerodinámico de ambos fuselajes. Para realizar este estudio, se supone un helicóptero quieto, al cual le incide una corriente de aire perpendicular a él y de velocidad de 40 nudos (20,5m/s). Con ello, el programa calcula automáticamente el volumen de control para analizar el fluido, y el mallado de la estructura a analizar.
Una vez hecho esto se obtiene la fuerza total sufrida por el aparato en el momento en el que la corriente de aire incide sobre él. Con ello y utilizando la siguiente ecuación se calcula el coeficiente aerodinámico de cada una de las estructuras.
0.5
Fuerza Global estructura lineal ( ) 241,4926175
Área frontal estructura lineal ( 3.106344
Densidad superficial( / ) 1,18
Velocidad Relativa ( / ) 20,58
Coeficiente Aerodinámico estructura lineal 0,311
Fuerza Global estructura triangular ( ) 147,5645
Área frontal estructura triangular ( 2,6
Densidad superficial( / ) 1,18
Velocidad Relativa ( / ) 20,58
Coeficiente Aerodinámico est. Triangular 0,227346
Como se puede observar en las tablas anteriores, la estructura triangular sigue la hipótesis propuesta y por tanto tiene un coeficiente aerodinámico menor que la estructura con distribución de pasajeros y piloto lineales. Una vez hecho esto, se descarta la estructura lineal y se continúa optimizando los espesores del fuselaje.
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Para ello, es necesario una obtención de las fuerzas aerodinámicas que sufre cada sector de este, para más tarde optimizar las zonas.
Los espesores finales de las secciones del fuselaje fueron:
- 1,5mm de espesor en la Cúpula.
- 1,5mm de espesor en la zona del morro inferior.
- 2,5mm en la zona lateral y del techo.
- 2mm en la sección de transición.
- 1,5mm en el puro de cola.
Una vez hecho esto, se calculó la masa total del fuselaje, siendo esta de 38Kg.
2. Análisis estático
Finalmente se analiza la estructura interna del aparato. Utilizando la plataforma de análisis estáticos del programa de diseño 3-D, SolidWorks, se simula la estructura interna del helicóptero, teniendo en cuenta los tres materiales escogidos con los que se puede crear la estructura, descritos anteriormente. Con ello, se reduce las secciones de los perfiles tubulares de la estructura interna. Para este proceso se exponen dos casos:
- En el primer suceso el helicóptero estaba apoyado en el suelo tomando los
patines como puntos de apoyo de la estructura del aparato y todo el peso
anteriormente descrito actuando sobre el helicóptero.
- En el segundo escenario el helicóptero se prepara para despegar. En este caso
se ha de colocar una fuerza en sentido contrario a la gravedad, centrada en el
techo del aparato y con un valor de un 10% más que el módulo de todas las
fuerzas que actúan en la aeronave.
Posteriormente, después de analizar los dos casos se obtienen las siguientes secciones de los perfiles tubulares según sus materiales:
- Titanio (6%Al 4%V):
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Familia estructural. Dimensión del perfil. Puro de cola 20x15∅
Patines 30x25∅ Cuadernas 35x25∅
Sección delantera 30x25∅ Suelo y techo 30x20∅
- Aluminio 7075:
Familia estructural. Dimensión del perfil. Puro de cola 20x15∅
Patines 30x25∅ Cuadernas 35x20∅
Sección delantera 30x25∅ Suelo y techo 30x10∅
- Fibra de carbono 24K:
Familia estructural. Dimensión del perfil. Puro de cola 20x17,5∅
Patines 30x27,5∅ Cuadernas 35x32,5∅
Sección delantera 30x27,5∅ Suelo y techo 30x20∅
Los pesos de las estructuras según los materiales utilizados fueron de 112,63Kg, 60,46 Kg y 14,4Kg respectivamente. Gracias a esto se decide descartar la estructura de titanio ya que supera el peso medio objetivo dentro del proyecto.
3. Presupuesto
Se ha solicitado presupuestos a diversos talleres especializados en tratamiento de los diversos materiales. Ante la negativa de estos estudios, se ha realizado un análisis de los materiales que componen cada una de las estructuras en bruto.
Material Peso en bruto
(Kg) Precio Desviación
(10%) Estimación
Precio Fibra de Carbono 14,4 350 1,4 5060,16 Aluminio 60,47 3,5 6,047 577,30709 Fibra de Vidrio 38 20 3,8 904,4
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PROJECT SUMMARY
Introduction
Many types of helicopter are designed depending on their different applications over the twentieth century and thus different structures that have been adapted to the different dimensions, configuration and load defined for each propeller.
The purpose of the project is a complete study with technical specification of the geometry and materials (composites) for the production of the fuselage structure of a light weight helicopter for 3 passengers, weighing less than 100kg, including design, load calculations and plans for manufacturing. With the purpose of providing an accurate aerodynamic shape and a lightweight tubular internal structure, in order to reduce the weight and aerodynamic forces on the aircraft at highest level.
A proper design of the internal structure of the apparatus, it is needed a study of the geometries and shapes of two light weight helicopters:
- One in which the distribution of passengers and driver are linear, where the pilot is placed at the center of the structure and the passengers are placed at the end.
- The second structure has a triangular distribution of passengers and pilot, in which the pilot is in front of passengers to control the device and these two in the rear at their ends.
For the correct design of these two structures, an ergonomic study is needed, so the average dimensions of a human being and the correct angle of inclination for a comforting sitting position is achieved. Based on this study both structures are designed with a width for the linear structure of 1.55m, 1.25m to the triangular structure and having both the height from the bottom section of the cab to the top of 1,8m.
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The correct choice of the materials, is critical for the construction of the helicopter. Es necesario una correcta elección de los materiales para la construcción del aparato. In this case, according to the premises of the project, it was decided to create the internal structure of two metal alloys and carbon fiber, widely used in the aviation sector. Moreover, it is decided to form the fuselage with fiberglass.
Methodology
First thing to do, is to solve the drag coefficient generated by fuselages of both structures, thus rejecting one of the two structures proposed, so they can be optimized posteriorly hence reducing the weight of the apparatus. For this purpose the platforms "FlowSimulation" and "StaticAnalysis" of the 3-D design SolidWorks computer program were used.
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Results and Conclusions
They are divided into three parts:
1. Aerodynamic Analysis
As described in the methodology, it is necessary to perform aerodynamic analysis of both geometries in order to rule out one of the two. Even though the larger front surface area of the structure of a linear disposition of the crew and passengers suggests a higher drag coefficient than the other structure, an aerodynamic analysis is conducted for both fuselages. For this study, a fixed helicopter is supposed, were a perpendicular current of air at 20,5m/s will impact directly on its cabin. With this, the program automatically calculates the control volume to analyze the fluid, and the meshing of the structure to be analyzed.
Once the program has finished doing the analysis, the total aerodynamic force suffered by the apparatus due to the air is obtained. With this force and using the following equation the aerodynamic coefficient for both structures is calculated.
0.5
Global Force linear structure ( ) 241,4926175
Frontal Area linear structure ( 3.106344
Density ( / ) 1,18
Relative Velocity ( / ) 20,58
Aerodynamic Coefficient linear structure 0,311
Global Force triangular structure ( ) 147,5645
Frontal Area triangular structure ( 2,6
Density ( / ) 1,18
Relative Velocity ( / ) 20,58
Aerodynamic Coefficient triangular str. 0,227346
As the above tables show, the triangular structure proposed, follows the suggestion made at the beginning, therefore having a lower drag coefficient tan the structure with linear distribution of passengers and pilot. Once this is done, the linaer structure is rejected and the optimization of the thickness of the fuselage
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starts. In order to do this optimization of the sections of the fuselage, a checkout of the aerodynamic forces suffered by every sector of the fuselage is needed.
The final thickness of the fuselage sections were:
- 1,5mm thick at the Dome.
- 1,5mm thick in the lower nose area.
- 2,5mm in the lateral and roof area.
- 2mm in the transition section.
- 1,5mm at the tail boom.
Once this is done, the total mass of the fuselage was calculated, having a total value of 38Kg.
2. Static Analysis
Finally the internal structure of the helicopter is analyzed. Using the 3-D design SolidWorks computer program’s static analysis platform and taking into account the materials used in the construction of the helicopter, the internal structure is simulated. Hence, reducing the sections of the tubular profiles in the structure and reducing its weight. For this, two study cases are proposed:
- In the first event the helicopter was leaning on the floor taking skates as fulcrums of the structure of the apparatus and the weight above described acting on the helicopter.
- In the second stage the helicopter prepares for takeoff. In this case a force acting in the opposite direction of the gravity, has to be placed in the center of the top of the aircraft, having a value 10% higher than the modulus of all forces acting on it.
Later, after analyzing the two cases, the following sections of the tubular profiles are obtained according to their material:
- Titanium (6%Al 4%V):
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Structural Family Profile Section Tail Boom 20x15∅
Skids 30x25∅ Frames 35x25∅
Front Section 30x25∅ Crossbars 30x20∅
- Aluminium 7075:
Structural Family Profile Section Tail Boom 20x15∅
Skids 30x25∅ Frames 35x20∅
Front Section 30x25∅ Crossbars 30x10∅
- Carbon fiber 24K:
Structural Family Profile Section Tail Boom 20x17,5∅
Skids 30x27,5∅ Frames 35x32,5∅
Front Section 30x27,5∅ Crossbars 30x20∅
The weights of the structures according to the materials used were 112,63Kg, 60.46 kg and 14,4Kg respectively. Due to this values, it was decided to discard the titanium structure as the average weight exceeds target in the project.
3. Budget
It has been requested budgets to various workshops that are specialized in the treatment of various materials. Due to the refusal of these studies, we carried out an analysis of the materials that make up structures in rough.
Material Peso en bruto
(Kg) Precio Desviación
(10%) Estimación
Precio Fibra de Carbono 14,4 350 1,4 5060,16 Aluminio 60,47 3,5 6,047 577,30709 Fibra de Vidrio 38 20 3,8 904,4
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MEMORIA
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ÍNDICE DE MEMORIA
MEMORIA ................................................................................................................................. 20
1. INTRODUCCIÓN .............................................................................................................. 24
1.1 Motivación del proyecto .............................................................................. 24
1.2 Objetivos del proyecto ................................................................................. 25
1.2.1 Diseño y cálculo de la estructura interna, fuselaje y puro de cola de un helicóptero ligero. ............................................................................................................. 25
1.2.2. Optimización del diseño para cumplir las expectativas del proyecto. ........... 26
1.2.3. Elección de los materiales de construcción de la aeronave. .......................... 26
1.2.4. Analisis de la dinámica de vuelo del aparato. .................................................. 27
1.3 Metodología de Trabajo ............................................................................... 27
2. ESTADO DEL ARTE ........................................................................................................ 28
2.1 Conceptos básicos ...................................................................................... 28
2.1.1. Mecánica de Fluidos ............................................................................................. 28
2.1.2. Resistencia de Materiales .................................................................................... 36
2.2 Nociones elementales sobre helicópteros ................................................ 43
2.2.1. Estructura y fuselaje del helicóptero................................................................... 43
2.3 Composites y Materiales ligeros ................................................................ 74
2.3.1 Materiales compuestos .......................................................................................... 76
2.3.2 Métodos de fabricación .......................................................................................... 79
3. DISEÑO DE LA ESTRUCTURA INTERNA ..................................................................... 86
3.1 Enunciado ..................................................................................................... 86
3.2 Planteamiento inicial ..................................................................................... 87
3.2 Estudio de la ergonomía del helicóptero ................................................... 91
3.4 Diseño ........................................................................................................... 92
3.5 Materiales ...................................................................................................... 95
4. DISEÑO Y CÁLCULO DEL FUSELAJE ........................................................................ 98
4.1 Planteamiento inicial .................................................................................... 98
4.2 Diseños y cálculo ......................................................................................... 99
4.3 Optimización del Fuselaje ......................................................................... 119
5 OPTIMIZACIÓN DE LA ESTRUCTURA INTERNA .................................................. 142
5.1 Introducción y Premisas ............................................................................ 142
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5.2 Ensayos y Cálculos .................................................................................... 143
5.2.1 Ensayo ............................................................................................................. 143
5.2.2 Resultados ....................................................................................................... 144
5.3 Conclusiones .............................................................................................. 155
6 Presupuesto .................................................................................................................... 156
7 PLANOS ........................................................................................................................... 160
7.1 Planos de Diseño ....................................................................................... 162
7.2 Planos del Fuselaje .................................................................................... 164
7.3 Planos Finales de Estructura y Fuselaje .................................................. 166
8 ANEXOS .......................................................................................................................... 168
9 BIBLIOGRAFÍA ............................................................................................................... 169
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1. INTRODUCCIÓN
En función de sus distintas aplicaciones, se han diseñado diversos tipos de
helicóptero a lo largo del siglo XX y con ello diferentes estructuras que se han
adaptado a las dimensiones, carga y configuración de hélices definidas para
cada caso.
El objeto del proyecto es la especificación técnica completa de la geometría y
materiales (composites) para la producción de la estructura y el fuselaje de un
helicóptero ligero de hasta 3 pasajeros, incluyendo diseño, cálculo de cargas,
análisis de vibraciones y planos de fabricación.
1.1 Motivación del proyecto
El fuselaje es la zona del helicóptero que posee la mayor superficie expuesta a
esfuerzos aerodinámicos y por tanto una de las principales zonas responsables
de producir cargas aerodinámicas. Estas cargas después afectan a la velocidad
de la aeronave, a su consumo de combustible, y a la potencia requerida por el
rotor para avanzar y maniobrar. Como resultado de estas cargas, se precisa un
buen diseño del fuselaje, con su posterior optimización para poder reducir la
resistencia aerodinámica producida por el aparato.
La distribución de peso del helicóptero influye en la estabilidad longitudinal del
aparato, pues según la posición en la que se encuentre el centro de gravedad,
puede representar una contribución adversa en el vuelo, creando un momento
de cabeceo en la aeronave. Por ello, es importante el correcto diseño de la
distribución de cargas de la estructura, pues para reducir este momento, las
vibraciones generadas por el rotor y obtener una mejor sustentación y manejo
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del helicóptero, el centro de gravedad ha de estar situado siempre en el eje del
rotor. Además el peso elevado requiere mayor potencia del rotor para poder crear
la sustentación necesaria para elevar el aparato. Por tanto, la elección de los
materiales a la hora de diseñar y la optimización del diseño geométrico de la
estructura son cruciales para poder reducir al máximo el peso del helicóptero y
poder así reducir la sustentación y potencia necesarias por el rotor.
1.2 Objetivos del proyecto
Los objetivos principales son los siguientes:
Diseño y cálculo de la estructura interna, fuselaje y puro de cola de un
helicóptero ligero.
Optimización del diseño para cumplir las expectativas del proyecto.
Elección de los materiales de construcción de la aeronave.
Análisis de la dinámica de vuelo del aparato.
1.2.1 Diseño y cálculo de la estructura interna, fuselaje y puro de cola de un helicóptero ligero.
Tomando como referencia el diseño del helicóptero ligero Robinson R22
(Figura 1), se diseñará por completo la estructura interna, fuselaje y puro
de cola de un helicóptero.
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Figura 1.1: Helicóptero Robinson R22 BETA
La estructura interna de la aeronave será diseñada de forma tubular,
reduciendo el peso del aparato en la mayor medida posible. Sin embargo
el puro de cola del helicóptero vendrá condicionado por el diseño de la
elección del rotor principal y sistema antipar diseñado por Luis Marqués
Mayor.
1.2.2. Optimización del diseño para cumplir las expectativas del proyecto.
Dichas expectativas son las siguientes:
Pesto total máximo (incl. Motor, baterías y pasaje): 500kg
Altura máxima de servicio: 3500 metros
Peso de la estructura, fuselaje, puro de cola, patines, etc.: 100kg.
Sencillez, robustez y ligereza.
1.2.3. Elección de los materiales de construcción de la aeronave.
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Al requerir una gran robustez y ligereza, la elección de los materiales de
construcción de la aeronave es crucial en cuanto a su diseño.
1.2.4. Analisis de la dinámica de vuelo del aparato.
Se analizaran las vibraciones inducidas por el sistema rotor de la aeronave
a la hora del vuelo y así poder hallar la solución óptima del diseño de la
estructura.
1.3 Metodología de Trabajo
Al ser un problema de diseño, es necesario partir de cero; tomando como
referencia la geometría de un helicóptero ligero Robinson R22 se diseñará
una estructura interna capaz de soportar las cargas producidas por el peso
de los pasajeros, y cuyas dimensiones serán determinadas por el confort de
los pasajeros y la premisa de ligereza de la aeronave.
Tras obtener la estructura interna del aparato, mediante un programa de
cálculo de elementos finitos, se procederá a diseñar el carenado optimo (con
menor resistencia aerodinámica) del helicóptero.
Una vez obtenidos los datos del sistema antipar de la aeronave se diseñará
el puro de cola del aparato, teniendo en cuenta los esfuerzos y vibraciones
que generará sobre la estructura interna.
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2. ESTADO DEL ARTE
2.1 Conceptos básicos
2.1.1. Mecánica de Fluidos La mecánica de fluidos es uno de los temas a tener en cuenta antes de diseñar
el fuselaje de un helicóptero, pues permite hacer los cálculos de la resistencia
aerodinámica que opone el aparato, para después poder optimizar la geometría
del fuselaje. Por ello es necesario el conocimiento previo del cálculo de flujo
alrededor de cuerpo.
1. Flujo alrededor de cuerpos
En el momento que un cuerpo se sumerge en un flujo de corriente, se ve
sometido a unas fuerzas de resistencia creadas por el fluido, que dependen tanto
del fluido en el que se ve sumergido como de la geometría del cuerpo. A la hora
de analizar y calcular las fuerzas según la geometría del objeto se pueden
distinguir dos casos:
Flujo alrededor de placa plana, necesario para el diseño de los
estabilizadores y el análisis de distintas secciones del fuselaje.
Flujo alrededor de cuerpos romos, que permite un análisis completo de un
cuerpo (fuselaje completo).
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2. Flujo alrededor de placa plana.
Si una corriente uniforme que incide sobre una placa delgada de longitud L posee
un número de Reynolds1 dentro del margen laminar, la capa viscosa de este
fluido es de gran tamaño y por tanto pequeños cambios de flujo originan grandes
cambios en la distribución de presiones (observar figura 2.1). Sin embargo
cuando el fluido se encuentra en régimen turbulento su región viscosa pasa a
tener un tamaño menor.
Figura 2.1: Comparación de flujo alrededor de una placa plana.
1 El número de Reynolds es un número adimensional que caracteriza el movimiento de un fluido (si está en régimen laminar o turbulento). El número de Reynolds se determina con la siguiente ecuación
∗ ∗
Donde , , , son la densidad del fluido, la velocidad media del fluido, su viscosidad
dinámica y la distancia desde el borde de ataque, respectivamente.
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Aplicando las ecuaciones de conservación de la masa y de la cantidad de
movimiento a un volumen de control2 regido por el ancho y largo de la placa (su
superficie), y que rige el grosor de la capa límite del fluido a lo largo de la
placa, se obtiene la resistencia (drag) que genera dicha corriente en la placa.
∗ ∗ ∗ ̅ ∗ ∗ ∗ ∗
(2.1)
(2.2)
Siendo b el ancho de la placa en dirección perpendicular al papel, U la velocidad
inicial y u la velocidad en cada punto del espacio.
Dicho drag es dependiente de las condiciones del fluido en el que la placa plana
está inmersa. Si el fluido se encuentra en régimen laminar, conocido el perfil de
velocidades, se puede determinar el esfuerzo en la pared de la placa y el espesor
de desplazamiento de las líneas de corriente exteriores del fluido.
./
./ (2.3)
Con estas ecuaciones, se calcula la resistencia total que ofrece la placa plana
atravesada por dicho fluido en régimen laminar, para así obtener el coeficiente
adimensional de resistencia. Se debe tener en cuenta que estas resistencias
calculadas definen solamente una de las caras de dicha placa, y por tanto se
debería repetir el proceso para poder hallar la resistencia total que ejerce el
2 El volumen de control es el volumen limitado por una superficie cerrada, a través de la cual se realizan los procesos de intercambio de energía y masa con el entorno.
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fluido sobre la placa. Este proceso es el utilizado para calcular la resistencia
aerodinámica de los estabilizadores horizontales del puro de cola.
.
/ 2 (2.4)
Siendo Cd el coeficiente adimensional de resistencia y D(L) la resistencia total
calculada utilizando la ecuación 2.2 descrita con anterioridad.
En el momento que dicho fluido obtiene un perfil en régimen turbulento este
coeficiente superficial de fricción sobre la placa disminuye y por tanto la
resistencia total ejercida y el coeficiente adimensional de resistencia también se
ven reducidos.
.
/ (2.5)
.
/ (2.6)
3. Resistencia en cuerpos romos sumergidos.
Cuando el cuerpo sumergido dentro de un fluido es romo, como es el caso del
fuselaje, la resistencia que este genera sobre el cuerpo varía con respecto a la
provocada sobre una placa plana. En este caso las resistencias aerodinámicas
ocasionadas sobre cuerpos pueden crear tanto fuerzas de sustentación como
fuerzas de resistencia, y un momento de cabeceo. Estas fuerzas de resistencia
dependen del régimen del flujo. Mientras que las fuerzas de sustentación son
creadas por las diferencias de presiones entre dos caras de éste.
Si el régimen del fluido es laminar (bajos números de Reynolds), la resistencia
debida a la diferencia de presiones entre el objeto y el fluido es menor ya que se
reduce el desprendimiento de la capa límite del fluido. Sin embargo si el perfil del
fluido es turbulento las fuerzas de resistencia son debidas tanto a la fricción entre
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el fluido y la superficie de contacto del cuerpo como a la diferencia de presiones
generada por el desprendimiento de la capa límite. Por tanto el coeficiente
adimensional total de resistencia se divida en dos coeficientes individuales.
Figura 2.2: Distintos tipos de drag.
, , (2.7)
Donde , es el coeficiente adimensional de fricción y , el coeficiente
adimensional debido a la diferencia de presión provocada por el desprendimiento
de la capa límite, necesarios tanto para el cálculo y diseño de los estabilizadores
de la aeronave como para el correcto diseño del fuselaje.
El , se calcula aplicando las ecuaciones de Navier Stokes en la superficie
del objeto sumergido en el fluido. Suponiendo un fluido incompresible, pues
consideramos que la variación de la densidad del aire alrededor del helicóptero
es nula, viscoso y que el fluido se comporta en régimen laminar en zonas
próximas al fuselaje, las ecuaciones de Navier Stokes quedan simplificadas.
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(2.8)
Haciendo las siguientes hipótesis en el fluido; flujo irrotacional, incompresible,
estacionario, unidimensional o bidimensional, e isótropo, se puede hallar el perfil
de velocidad de las líneas de corriente del fluido a lo largo de la geometría del
objeto sumergido. Una vez calculado el perfil de velocidades del fluido, aplicando
la ecuación de la conservación de la cantidad de movimiento alrededor del
cuerpo sumergido, se halla la fuerza que el fluido genera sobre este.
∭ ∗ ∬ ∗ ∗ ∭ ̅ ∗ ∗ ∭ ∗ ∗ (2.9)
Para poder resolver la resistencia aerodinámica total de la aeronave, es
necesario hallar también el , . Para ello se ha de hallar las diferencias
de presiones, debidas al desprendimiento de la capa límite del fluido a lo largo
de la estructura del fuselaje. Una vez halladas, teniendo en cuenta la velocidad
del fluido alrededor del cuerpo (tomándola constante) se calcula posteriormente
el , teniendo en cuenta la siguiente ecuación.
Se puede estimar el coeficiente debido a las fuerzas provocadas por el fluido en
el objeto usando la siguiente ecuación:
. ∗ ∗ ∗
(2.10)
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Donde A es el área frontal del objeto sumergido, ρ la densidad del fluido, la
fuerza total ejercida por el fluido incidiendo en el objeto y la velocidad relativa
entre el objeto y el fluido.
La mejor manera forma de obtener el , es mediante métodos experimentales
y computacionales, donde a base de ensayos y cálculo computacional mediante
el método de elementos finitos se consigue una buena estimación del , para
cualquier geometría. Este último método es un método numérico que calcula el
coeficiente aerodinámico de un objeto mediante la división de la superficie de
ese en pequeñas áreas que posteriormente estudia consiguiendo así el , de
cada una de ellas y asi pudiendo hallar el coeficiente aerodinámico del objeto
sumergido.
En cuerpos fuselados el , es mayor que el coeficiente debido a la diferencia
presiones , . La forma de reducir el coeficiente de fricción, es retrasar
el punto de transición de la capa límite laminar en turbulenta; pues en régimen
laminar la resistencia debida a la fricción es menor.
No obstante, en cuerpos esféricos como es el cuerpo del fuselaje del
helicóptero, la resistencia aerodinámica dominante es la debida a la variación
de presiones. Para reducirla, es necesario retrasar el punto de desprendimiento
de la capa límite del fluido y para ello se utilizan los siguientes métodos:
Proporcionando una estructura fuselada3: es más efectivo el fuselado
trasero que el delantero.
3 Cuando a un objeto romo (una esfera) se le añade material de tal forma que se crea un perfil más alargado y aerodinámico, se reduce así su , , a este proceso se le denomina fuselado.
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Figura 2.3: cuerpo romo fuselado
Provocando la capa límite turbulenta en el punto de desprendimiento
mediante la introducción de rugosidad superficial.
(a) (b)
Figura 2.4: Diferencia de desprendimiento de la capa límite turbulenta en un
cuerpo romo liso (a) y uno rugoso (b).
Las fuerzas de sustentación creadas en un cuerpo sumergido en un fluido, son
debidas a los cambios de presión entre su superficie superior e inferior. En un
cuerpo simétrico, habrá fuerza fluido-dinámica de sustentación si el ángulo de
ataque (ángulo entre la corriente del fluido y el eje de simetría del cuerpo), es
positivo. Para ángulos de ataque nulo, no habrá fuerza.
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Figura 2.5: Fuerzas aerodinámicas en estabilizador de cola.
El coeficiente adimensional de sustentación depende de este ángulo y del
número de Reynolds basado en el eje de simetría. Cuando es nulo y el perfil
aerodinámico del estabilizador es simétrico la fuerza aerodinámica resultante no
posee componente perpendicular y por tanto la sustentación es nula y el
coeficiente de sustentación pasa a ser 0.
, (2.11)
2.1.2. Resistencia de Materiales Los conocimientos de resistencia de materiales son indispensables a la hora de
diseñar y calcular la estructura interna y el fuselaje de un helicóptero. Tanto la
estructura interna como el fuselaje están sometidos a esfuerzos de tracción,
compresión, flexión y esfuerzos torsores y vibraciones.
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1. Estado de Tensiones
Se denomina tracción, al esfuerzo interno al que está sometido un cuerpo por la
aplicación de dos fuerzas opuestas, que tienden a estirarlo. El esfuerzo a tracción
es un esfuerzo axil, pues las fuerzas que lo producen son colineales con respecto
al cuerpo en cuestión. El esfuerzo a compresión, por otra parte es el esfuerzo
interno que producen dos fuerzas iguales y opuestas al tratar de comprimir un
objeto.
La deformación del objeto al aplicar un esfuerzo de compresión o tracción
depende de las características del material. Para poder calcular la deformación
unitaria de un material sometido a tracción se utiliza la siguiente ecuación:
(2.12)
Donde E es el módulo elástico del material, sigma la tensión superficial (fuerza
entre superficie) aplicada y épsilon la deformación unitaria del material.
Por otro lado el esfuerzo cortante es el esfuerzo resultante de las tensiones
paralelas a la sección transversal de un prisma mecánico.
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Figura 2.6: Esfuerzos axiles y cortantes en cubo diferencial
Cuando un elemento estructural está sometido a una carga puntual o a una
distribución de cargas, la superficie contraria a la sometida a estas cargas se
estira, mientras que la cara interior del perfil tiende a comprimirse. Esto es debido
a que parte del elemento se encuentra trabajando a tracción y otra parte a
compresión. Las zonas que trabajan a compresión no crean problemas a la hora
de optimizar el diseño estructural, sin embargo las zonas sometidas a esfuerzos
de tracción han de ser analizadas en detalle, pues si el esfuerzo a tracción
transmitido al perfil es mayor que el que este puede soportar, el elemento rompe.
Existen dos métodos con los que comprobar si un elemento estructural expuesto
a esfuerzos axiles y cortantes colapsará o no:
Criterio de Von Mises: Según Von Mises, teniendo el esfuerzo máximo
admisible del material y habiendo calculado sus tensiones en los ejes
principales, se puede determinar si la tensión superficial máxima
producida por esos esfuerzos es mayor que la admisible del material.
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∗ (2.13)
Criterio de Tresca: Menos conservador que Von Mises, según el criterio
de Tresca un elemento estructural colapsa cuando la tensión cortante
máxima (obtenida por la diferencia entre la mayor y menor tensión
principal del punto de la estructura considerado) es mayor que la mitad de
la tensión máxima admisible por el material.
(2.14)
El módulo elástico (E) y el límite de tracción son independientes para cada
material y sus aleaciones. No obstante los materiales compuestos o composites
al estar compuestos por fibras (apiladas y entrelazadas de tal manera que crean
un tejido) de dos o más materiales dentro de una matriz polimérica pueden variar
estas dos características. La función de las fibras es dar las altas propiedades
mecánicas, mientras que la matriz polimérica une estas fibras y las aísla del
ambiente exterior para protegerlas, además de transmitir las cargas mecánicas
exteriores de una fibra a otra. La variación en la colocación de las fibras a la hora
de crear los tejidos además de la orientación en la cual se colocan estos y la
geometría final de la estructura, es lo que permite la variación en las propiedades
mecánicas.
En estructuras unidireccionales, estructuras en las cuales las fibras de los tejidos
van en una misma dirección, permiten que la resistencia a la tracción de ese
material sea mayor en esa dirección, y que su límite elástico aumente, sin
embargo esta distribución produce que las estructuras sean más sensibles a
esfuerzos a flexión.
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2. Flexión A la hora de dimensionar componentes estructurales, se ha de tener en cuenta
los momentos flectores provocados por los esfuerzos cortantes debido a cargas
dentro de un material. Cuando una carga P incide perpendicularmente en el
extremo de una estructura tubular, crea un esfuerzo cortante constante a lo largo
del tubo, generando un momento flector. Este momento flector según el tamaño
de la sección y el momento de inercia (asociado al mismo eje del momento
flector) del elemento estructural, puede producir una tensión superando la
tensión límite del material.
∗ ∗
∗∗
∗ ∗
∗∗ (2.15)
Cuanto menor es el momento flector que soporta la barra y mayor es su momento
de inercia, menor es la tensión a la que está trabajando. En el caso de trabajar
con elementos estructurales de sección circular, la tensión superficial sufrida por
el elemento es menor. Esto es debido a que el momento de inercia de una barra
de sección circular es mayor que el de una barra de distinto perfil pero mismas
dimensiones, además al poseer el mismo momento de inercia en ambos ejes
perpendiculares a la sección circular, permite una mayor esfuerzo a flexión antes
de superar la tensión superficial límite del material en ambos ejes.
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41
Figura 2.7: Momentos de inercia.
Por otra parte las estructuras tipo sándwich de materiales compuestos, obtenidas
ensamblando dos laminas (pieles) delgadas de tejido fibroso a un núcleo
formado por material ligero de bajas características mecánicas, poseen una gran
rigidez a flexión. Las pieles trabajan en su plano, sometidas una a tracción y otra
a compresión y la tensión superficial se considera constante en ellas, y por tanto
no se producen estados de cizalladura fuera de su plano; de esta manera el
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núcleo no recibe ninguna deformación. Dando así una mayor rigidez a flexión al
material.
Figura 2.8: Esfuerzos en estructura sándwich
Con eso y una sección circular hueca se consigue tanto un aumento en el
momento de inercia del elemento estructural como un aumento en la tensión
máxima admisible por el material, tolerando mayores esfuerzos a flexión antes
de que la barra colapse.
3. Torsión
Los movimientos de las hélices de los rotores de cola y principal además de las
vibraciones ocasionadas por el paquete motor y el flujo del aire incidiendo en el
fuselaje del helicóptero; crean esfuerzos de torsión dentro de la estructura interna
del aparato. Cuando se crea un momento en el eje longitudinal de un elemento
constructivo este sufre un esfuerzo de torsión. La torsión provoca tensiones
tangenciales paralelas a la sección transversal del elemento constructivo, que
según la geometría del perfil del elemento estructural, se distribuyen de una
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43
manera u otra a lo largo de la sección, provocando alabeos seccionales 4en la
estructura. No obstante si la sección transversal del elemento estructural es de
forma circular o circular hueca, no ocurre este fenómeno.
2.2 Nociones elementales sobre helicópteros
2.2.1. Estructura y fuselaje del helicóptero
En función de sus distintas aplicaciones, se han diseñado diversos tipos de
helicóptero a lo largo del siglo XX y con ello diferentes estructuras que se han
adaptado a las dimensiones, carga y configuración de hélices definidas para
cada caso.
En el tipo de construcción más común, el helicóptero convencional con un único
rotor principal o monorrotor, la estructura fundamental, también llamada célula,
consta de las siguientes partes:
Fuselaje
Tren de aterrizaje
Puro de cola
Cubiertas del motor y transmisión principal
4 Se dice alabeo seccional a la deformada de la sección transversal de un elemento estructural cuando este está sometido a un esfuerzo de torsión.
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44
1. Fuselaje
El fuselaje es el componente de mayor tamaño del helicóptero, responsable del
alojamiento de la cabina de la tripulación y de los sistemas y equipos. Es la
estructura central a la que se acoplan el resto de estructuras. Sus características
geométricas tienen una gran influencia en la aerodinámica global del helicóptero.
Consta de dos secciones:
Sección delantera, parte del helicóptero que va desde la cabina
hasta la última cuaderna situada detrás del compartimento de
pasajeros.
Sección intermedia, desde la cuaderna5 hasta el puro de cola.
5 Las cuadernas son componentes estructurales que dotan de rigidez y forma geométrica a la estructura principal.
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Figura 2.9: partes fuselaje
1.1 Sección delantera
Las vigas longitudinales de la sección inferior del helicóptero son las
responsables de la rigidez para el soporte del peso del volumen interior, y son el
apoyo del sistema de absorción de vibraciones de transmisión principal. Las
cuadernas son las vigas con sección cuadrada que soportan cargas a tracción,
además también ayudan a dar forma a la geometría del helicóptero. En función
de las dimensiones de la aeronave, las cuadernas pueden estar reforzadas con
pequeñas vigas longitudinales llamadas stringuers, que las unen y ayudan a la
distribución de las cargas axiales inducidas por flexión.
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Figura 2.10: estructura sección delantera del fuselaje
La sección delantera del fuselaje está dividida en 3 partes:
Morro
Tripulación
Pasajeros
1.1.1 Morro
Es la zona delantera del helicóptero, destinada en helicópteros de grandes
dimensiones para el alojamiento de los sistemas electrónicos de la aeronave. El
perfil aerodinámico del morro es romo con el objetivo de reducir al máximo el
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47
drag con el viento. Sin embargo al tratarse de un helicóptero ligero, el morro
forma parte de la estructura de la cabina por limitaciones de espacio y de diseño.
1.1.2 Tripulación
Situada en el front frame, que es la zona delantera del helicóptero que va
desde el morro hasta la primera cuaderna (visible en la figura 2.9), es el lugar
donde se sitúa la cabina de pilotaje, en la que se encuentra los elementos de
control del aparato así como la instrumentación de vuelo. Es alargada y
despejada para que ambos, piloto y copiloto, tengan una visión completa del
entorno. Su estructura carece de cuadernas para no entorpecer el espacio visual
y los esfuerzos principales recaen por consiguiente en las vigas longitudinales
de la sección inferior.
Figura 2.11: Front frame
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48
1.1.3 Zona de Pasajeros
Esta es la zona situada entre la primera y última cuaderna (figura 2.8), es
el lugar donde se sitúa a los pasajeros o la carga (según qué tipo de helicóptero).
Como se puede ver en la figura 2.10, según las necesidades del helicóptero esta
parte del fuselaje varía, si es para misiones de rescate evacuación o
simplemente transporte de tropas.
La estructura del compartimento de la tripulación, pasajeros o zona de
carga está normalmente compuesta por cuadernas ya que suele ser la parte de
mayores dimensiones del helicóptero y estas soportan grandes esfuerzos de
tracción y ayudan a mantener su geometría. Es el lugar donde se sitúa el rotor y
su motor (en helicópteros de dimensiones intermedias a grandes) pues es la
zona en la que se encuentra el centro de gravedad del helicóptero. El centro de
gravedad debe estar siempre en el eje del rotor para evitar un exceso de
vibraciones en este, y obtener una mejor sustentación, equilibrio y manejo del
helicóptero.
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49
Figura 2.12: Sección de tripulación según uso de helicóptero.
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50
1.2 Sección intermedia
La sección intermedia está delimitada por la última cuaderna de la sección
principal, coincidiendo con la zona de pasaje en aeronaves de transporte de
pasajeros, y el puro de cola. En helicópteros en los que el motor se sitúa justo
debajo del rotor principal, la sección intermedia se emplea como zona de carga
(figura 2.11) para alojamientos de equipos, equipajes, etc. Sin embargo en
helicópteros ligeros es el lugar en el cual se sitúa el motor debido a su reducido
tamaño en comparación con el resto de los helicópteros.
Figura 2.13: Compartimento en la sección intermedia
En el caso de helicópteros de dimensiones reducidas es una sección a
tener en cuenta a la hora del cálculo del centro de gravedad, pues es una zona
de mucha carga, al ser el lugar donde se sitúa el motor de la aeronave.
El diseño del fuselaje ha de tener en cuenta la resistencia aerodinámica
debida a las turbulencias generadas por el paso del viento de mayores a
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menores secciones en el caso de no haber una transición suave entre ambas
(de zona de pasajeros al puro de cola ver figura 2.13). En el caso de helicópteros
pequeños, de poco peso y normalmente de usos recreativos, esta sección suele
estar abierta y la estructura está diseñada para soportar el peso del motor y las
vibraciones generadas por este. Los usos de estos helicópteros no son para
condiciones de aire extremas, ni velocidades elevadas (como se puede mostrar
en la figura 2.12).
Figura 2.14: Sección intermedia helicóptero Robinson R-22
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52
Figura 2.15: Motor y fuselaje exterior Macdonnell Douglas MD 500 1155
1.3 Factores a tener en cuenta en el diseño del fuselaje
1.3.1 Aerodinámica
El fuselaje es la zona del helicóptero que posee la mayor superficie expuesta a
esfuerzos aerodinámicos y por tanto una de las principales zonas responsables
de producir cargas aerodinámicas. Según el autor J. Gordon Leishman, las
cargas producidas por el fuselaje son del orden del 20%6 de la carga
aerodinámica total que sufre el aparato. Estas cargas después afectan a la
6 Principles of Helicopter Aerodynamics J. Gordon Leishman Cambridge Aerospace Series Capítulo 5 Página 94
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53
velocidad de la aeronave, a su consumo de combustible y a la potencia requerida
por el rotor para avanzar y maniobrar.
Para calcular el drag, se usan varios procesos tanto teóricos como
experimentales. La comparación con ambos resultados da una muy buena
estimación del drag creado por el fuselaje.
Dividiendo el carenado en secciones de superficie dS y analizándolas
individualmente aplicando las ecuaciones de Navier Stokes, se obtiene un
coeficiente para cada uno de ellos. Finalmente integrando los coeficientes a
lo largo de la superficie del helicóptero se obtiene la resistencia aerodinámica de
la aeronave. A la hora de usar este método de estimación, se deben asumir
despreciables los efectos de interferencia mutuos entre los distintos
componentes del helicóptero. Más tarde se incorporan dichos efectos de
interferencias para poder así obtener la resistencia aerodinámica total que sufre
el helicóptero.
∬ 0.5 (2.16)
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Figura 2.16: Mallado de la geometría de un helicóptero.
El coeficiente aerodinámico, debido a la interferencia mutua entre los
distintos flujos de aire (el flujo de aire ocasionado por la dirección de vuelo de la
aeronave y el flujo vertical generador por el rotor), se calcula de forma separada;
para más tarde sumar sus efectos, y poder tener así el coeficiente aerodinámico
total. Este drag se debe en mayor parte a la interferencia entre las palas del rotor
y el propio fuselaje del helicóptero. A está interferencia se le llama drag vertical,
y supone una carga extra de la potencia requerida por el rotor del orden del 5%7
del peso del helicóptero. Sabiendo entonces que el rotor debe dar una potencia
extra (ecuación 2.17). Donde T es la potencia que entrega el rotor, W es el peso
de la aeronave y ∆ la potencia adicional que ha de proporcionar la aeronave.
∆ (2.17)
Siendo Dv (ecuación 2.18).
∆ ∬ (2.18)
Donde v es la velocidad instantánea a la que giran las palas del rotor, S es la
superficie de interferencia, y Cdv el coeficiente aerodinámico del fuselaje que
crea interferencia con las palas.
Para reducir las pérdidas por resistencia aerodinámica es necesario
diseñar la geometría del fuselaje de manera que el desprendimiento de la capa
límite sea mínimo, evitando con ello la generación de efectos de turbulencia. En
la figura 2.10 se muestra una comparación de valores de resistencias para
distintas geometrías. El morro es una de las secciones fundamentales a diseñar
7 Marcada anteriormente en la nota 6.
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55
pues cuanto más aerodinámico sea, el desprendimiento de la capa límite se
retrasará reduciendo la resistencia aerodinámica. Las partes descubiertas del
eje del rotor crean mucha resistencia y añadiendo un recubrimiento sobre ellas
ayuda a disminuir la resistencia aerodinámica (figura 2.18).
En la figura 2.17 se muestran formas geométricas con distintos valores de
drag vertical creada por la interferencia entre las palas del rotor principal y el
fuselaje del helicóptero. Al diseñar el fuselaje evitando aristas y ángulos
pronunciados, se previenen turbulencias producidas por el flujo perpendicular de
aire, disminuyendo la resistencia aerodinámica. En dicha figura se puede
observar que redondeando las esquinas inferiores y creando una sección
superior más ovalada el Cdv puede llegar a ser del valor de 0,4.
Figura 2.17: Cuerpos romos y sus resistencias
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Figura 2.18: Fuselaje del eje del rotor de un helicóptero Robinson R-22
1.3.2 Vibraciones
Las vibraciones causadas por el rotor son otra de las causas a tener en
cuenta a la hora del diseño del fuselaje. Estas vibraciones son causa de las
fuerzas y momentos creados por las palas, que son transmitidos a la cabeza del
rotor, que pasan al eje de transmisión de este, de ahí a la caja reductora principal
que las transmite a la carcasa y de esta finalmente pasan al fuselaje mediante
fijaciones entre este y la carcasa de la transmisión principal. Estas fuerzas son
tanto aerodinámicas como de inercia, producidas por el batimiento y arrastre de
las palas, por tanto según el tipo de rotor que tenga el helicóptero las vibraciones
producidas en el fuselaje variarán. Las fluctuaciones en el rotor de cola también
afectan, aunque en menor medida a las vibraciones ocasionadas en el fuselaje.
El control de estas vibraciones es muy importante ya que reduciéndolas
se mejora la seguridad de la operación, la comodidad del pasaje y la vida a fatiga
de los componentes estructurales del fuselaje.
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57
Existen dos métodos de reducir las vibraciones transmitidas al fuselaje
(todos ellos serán estudiados posteriormente en el apartado 2.3 Materiales
compuestos y en el apartado 4 Cubiertas del motor y transmisión principal):
Usando materiales que tengan una mayor absorción de estas, para
que su esfuerzo a fatiga sea menor y la seguridad y comodidad del
pasaje sea mayor.
Sistemas de amortiguación pasivos y activos de la caja reductora
del rotor principal, amortiguando las vibraciones directas de este.
2 Tren de aterrizaje
El tren de aterrizaje es la parte estructural del helicóptero que está en
contacto con el suelo y soportando el peso de este cuando no está volando.
Existen tres tipos de trenes de aterrizaje:
Tren patines
Flotadores para amerizaje
Tren de ruedas
o Tren de ruedas fijas
o Tren de ruedas retractiles
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2.1 Tren de patines
El tren de patines o “skids” se compone de largueros tubulares unidos al
fuselaje mediante travesaños cruzados. Son de montaje sencillo y su diseño
ayuda a absorber impactos y evitar daños en caso de aterrizaje forzoso. Su
inconveniente es que al ser una superficie roma grande ofrecen una resistencia
aerodinámica que otros tipos de trenes.
Figura 2.19: Patines “skids”
2.2 Flotadores para amerizaje
Este tren de aterrizaje es similar al implementado en el tren de patines. La
estructura está compuesta por largueros tubulares a los que se les acopla
flotadores en cada uno de sus extremos, diseñados para que la aeronave flote.
Es un sistema implementado para helicópteros que deban aterrizar en el agua.
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Figura 2.20: Flotadores de amerizaje
2.3 Tren de ruedas
Este sistema, se basa en el apoyo del helicóptero en tres ruedas o tres
pares de ruedas (dos por punto de apoyo), las cuales están sujetas en la base
del fuselaje del helicóptero. Este tren de aterrizaje crea las menores resistencias
con el aire pues la sección inferior del helicóptero queda completamente libre.
Este tren puede ser de ruedas fijas en cuyo caso el sistema es el mismo que
antes pero las ruedas no serían recogidas a la hora del vuelo. Este último sistema
es aerodinámicamente peor que los patines pues la resistencia que crea es
mucho mayor.
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Figura 2.21: Tren de aterrizaje de ruedas.
3 Puro de cola
El puro de cola es la parte estructural trasera de los helicópteros de rotor
principal único, siendo la estructura encargada de soportar los estabilizadores,
tanto horizontal como vertical, el rotor de cola y el sistema de transmisión al
propio rotor.
En función de las dimensiones del helicóptero la estructura puede ser de
tipo monocasco (helicópteros ligeros o de menores dimensiones), o compuesta
por varias secciones. La estructura del puro de cola posee una forma cónica o
cilíndrica, compuesta en su interior por cuadernas y stringuers y cubierta por un
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revestimiento (normalmente metálico). Al igual que en el fuselaje, las cuadernas
permiten definir la forma del puro de cola y dotar de rigidez transversal al
conjunto, para así poder soportar los esfuerzos cortantes y de flexión provocados
por la fuerza antipar que genera el rotor en el puro de cola y en el fuselaje (ver
figura 2.22), y la torsión y momentos flectores que crea este en la estructura del
puro de cola. Por otra parte el revestimiento está destinado a la transmisión de
los esfuerzos cortantes y de torsión sufridos por el puro de cola al fuselaje y
estructura principal de la aeronave.
Figura 2.22: Par contrario de fuselaje y par de rotor creando esfuerzo a flexión
Según el tipo de rotor de cola o método antipar requerido por el helicóptero la
estructura diseñada para el puro de cola variará. Existen tres tipos de
cancelación del par creado por el rotor principal que requieran de puro de cola:
Rotor de cola
Rotor de cola carenado
Sistema NOTAR
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Figura 2.23: Estructura monocasco puro de cola
3.1 Rotor de cola
Se emplea un rotor de pequeño tamaño y más simple que el principal para
generar un empuje en la dirección de rotación de las palas principales. Este
sistema precisa de una estructura del puro de cola más sencilla que la requerida
por el resto de tipos de rotor de cola, típicamente monocasco para los
helicópteros de dimensiones reducidas en la cual la se ha de tener en cuenta
que el puro de cola ha de ser capaz de soportar el sistema de transmisión del
rotor.
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Figura 2.24: Puro de cola con rotor de cola convencional y transmisión.
3.2 Rotor de cola carenado
Sigue el mismo principio de funcionamiento que en el caso anterior, pues es el
empuje generado por las hélices el que hace de sistema antipar. Se diseñó con
el fin de reducir la potencia requerida por un rotor de cola convencional al
disminuir las pérdidas por potencia inducida. Como se puede observar en la
figura 2.25, es un sistema que requiere un aislamiento de las palas traseras con
el aire longitudinal. Para ello se crea un revestimiento sobre rotor y se le sitúa
en un hueco circular en el que solo están las palas. De esta forma se es capaz
de aislar el rotor y que exista menos interferencia con la componente traslacional
del flujo de aire.
Aunque exista una reducción de potencia inducida8, el hecho de recubrir con un
carenado el rotor trasero implica un incremento en el tamaño del puro de cola, al
igual que en sus estabilizadores verticales. Este incremento en tamaño provoca
un aumento en la resistencia aerodinámica creada por el helicóptero y un peso
mayor a tener en cuenta.
8 La potencia inducida es la potencia utilizada por el rotor al mover el aire a su alrededor (empuje por velocidad de aire a la salida del rotor).
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Figura 2.25: Puro de cola rotor carenado
3.3 Sistema NOTAR
Este sistema antipar es el que requiere un diseño mucho más complejo del puro
de cola. El sistema NOTAR o NO TAIL Rotor sustituye las hélices de los
anteriores rotores antipar por un mecanismo compuesto de ventiladores y
compresores de paso variable en el interior del puro de cola. El aire presurizado
que se genera se hace pasar por unas rejillas colocadas estratégicamente a lo
largo de este. Con ello se genera una corriente tangencial compuesta por el aire
presurizado y el aire procedente del rotor principal. Debido al efecto Coanda, la
corriente producida por el aire presurizado permanece adherida al puro de cola
creando un fuerte esfuerzo de succión.
Al necesitar tanto ventiladores como compresores y rejillas el diseño del puro de
cola requiere ser más ancho que el resto, teniendo una forma cilíndrica. El hecho
de que cruce una corriente de aire por él requiere un revestimiento interior que
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haga una estructura tipo sándwich entre las cuadernas y el revestimiento
exterior, esto es necesario para que el flujo del aire creado en el interior de este
pueda cruzar y salir por las rejillas con la mayor potencia posible.
1. Toma de aire
2. Ventilador variable
3. Larguero de cola
con aberturas coanda
4. Chorro impulsor
5. Empuje antipar
Figura 2.26: Sistema NOTAR
3.4 Estabilizadores
Los estabilizadores son elementos situados en el puro cola del helicóptero,
diseñados para crear fuerzas aerodinámicas con el propósito de mejorar la
estabilidad de la aeronave según un determinado eje. Existen dos tipos de
estabilizadores, el estabilizador vertical y el horizontal.
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Figura 2.27: Estabilizadores vertical y horizontal
3.4.2 Estabilizador vertical
El propósito de este estabilizador es proporcionar estabilidad en la guiñada9,
aunque la principal fuente de la estabilidad en la guiñada provenga del rotor
antipar. Este estabilizador es necesario para ayudar al rotor de cola en el vuelo
de avance. En caso de fallo del rotor, puede proporcionar el par de
compensación, por esto su diseño suele incorporar perfiles con una elevada
curvatura que produzcan la fuerza lateral suficiente para compensar el par
creado por el rotor principal.
El estabilizador vertical es la estructura en la que se suele colocar el rotor antipar.
Se coloca en el lado contrario al que se coloca el rotor de cola (colocado según
la dirección antipar necesitada). Su tamaño es un factor importante a tener en
cuenta pues cuanto más grande más afecta a las actuaciones del rotor de cola.
9 La guiñada es el movimiento giratorio producido en el helicóptero en el eje del rotor principal. Provoca un giro de la aeronave alrededor del eje Z.
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Figura 2.28: Estabilizador vertical en rotor de cola carenado
3.4.3 Estabilizador horizontal
El estabilizador horizontal es una estructura cuyo perfil es similar al de un ala de
avión, que se encuentra en el puro de cola del helicóptero y cuyo propósito es
proporcionar estabilidad longitudinal.
Debido a su gran tamaño por delante del centro de gravedad, el fuselaje
representa una contribución adversa a la estabilidad longitudinal del helicóptero.
El estabilizador horizontal con sección de perfil NACA asimétrico cuando es
atravesado por una corriente de aire provoca una diferencia de presiones entre
su cara superior y su cara inferior (más presión en el perfil superior y menor
presión en el inferior) provocando una fuerza sustentadora hacia abajo y creando
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un par contrario que anula el cabeceo provocado por el fuselaje. Existen tres
tipos de estabilizadores horizontales:
Estabilizador horizontal delantero
Este estabilizador se encuentra en una posición lo suficientemente
adelantada para que se encuentre inmerso en la estela del rotor principal
hasta elevadas velocidades de vuelo de avance. Con esto se evitan
cambios repentinos en la dinámica longitudinal causados por la variación
de velocidad y repentina interacción con la estela creada por el rotor
principal. Suelen ser estabilizadores de gran tamaño y peso debido a la
posición en la que se encuentran colocados.
Figura 2.29: Estabilizador horizontal delantero
Estabilizador horizontal trasero
Suele estar colocado en la parte trasera del puro de cola, de forma que
se dispone de una mayor distancia para producir el momento longitudinal.
Esta configuración puede presentar problemas con la transición de bajas
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velocidades de avance ya que la estela del rotor principal puede moverse
sobre el estabilizador y producir un cabeceo.
Figura 2.30: Estabilizador horizontal trasero helicóptero Robinson r22 beta
Estabilizador horizontal en T
Está situado en la parte superior de la aleta vertical trasera, de forma que
el estabilizador se encuentra fuera de la estela del rotor principal para la
mayor parte de las condiciones de vuelo. Por tanto requiere un menor
tamaño que el estabilizador horizontal delantero para proporcionar el
mismo control longitudinal. Sin embargo esta configuración presenta
problemas estructurales debido a la excitación por parte del rotor de cola,
y la aleta vertical por tanto ha de tener unas dimensiones mayores que un
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estabilizador vertical común y mejor comportamiento estructural para
poder soportar las cargas de este estabilizador.
Figura 2.31: Estabilizador horizontal en T mcdonnell Douglas MD500
4 Cubiertas de motor y soporte de transmisión principal
Es una de las zonas del fuselaje que ha de tener especial atención. La estructura
destinada al soporte de la transmisión principal está sometida a esfuerzos de
vibración producidos por la acción directa del rotor principal y a cargas debidas
al peso de la transmisión. Para reducir estos esfuerzos, la estructura se compone
de vigas de pequeño tamaño unidas entre sí. De esta manera se consigue
aumentar el momento resistente (W) de la estructura y se consigue una mejor
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distribución de las cargas. Además se consigue una mayor distribución de las
vibraciones disminuyendo el esfuerzo a fatiga de los elementos (ver figura 2.32).
Figura 2.32: Soporte de transmisión
5 Sistemas de amortiguación
Existen sistemas de amortiguación montados en la transmisión que permiten una
reducción de las vibraciones producidas por el rotor principal. Los dos tipos
principales de sistemas de amortiguación son:
Sistemas pasivos de amortiguación.
Sistemas activos de amortiguación.
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5.1 Sistemas pasivos de amortiguación
Se puede usar un montaje suave-blando entre rotor-reductor-turbina. Es un
sistema de suspensión suave, derivado de los sistemas sencillos de un grado de
libertad de una masa más un muelle. La fuerza transmitida a través del muelle al
soporte se ve reducida a medida que la frecuencia natural del muelle relativa a
la excitación, baja. Como las deflexiones estáticas del sistema suspendido
pueden ser inaceptablemente grandes si el sistema es montado en la base de la
transmisión principal, es necesario aislar la masa tanto como sea posible. En
este caso se monta la caja de transmisión y las turbinas en una plataforma fija al
fuselaje (requiere mucho material y es pesado). No obstante la atenuación de las
fuerzas vibratorias de esta forma es bastante modesta y ciertas cargas son
transmitidas sin reducción alguna.
Por otra parte también están los sistemas de amortiguamiento rotor/transmisión
principal/motores, diseñados para responder a la frecuencia de giro del rotor, de
manera que las fuerzas de inercia y de rigidez generadas por las frecuencias del
rotor sean canceladas por las fuerzas producidas por el sistema de
amortiguamiento. Uno de estos sistemas es el sistema DAVI (Dynamic Anti-
Resonant Vibration Isolator), originalmente desarrollado para los asientos de
tripulación que se ha aplicado con éxito al montaje de la transmisión principal.
En este sistema se introduce entre la masa de la transmisión, el motor y la masa
del fuselaje un brazo rígido que lleva una pequeña masa centrífuga (Bobweight).
Se puede proporcionar una gran atenuación en un estrecho margen de
frecuencias. Para ello, se deben utilizar valores rigidez que eviten el problema
de la excesiva deformación elástica.
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Figura 2.33: Sistema DAVI
5.2 Sistemas de amortiguamiento activo
Existen sistemas activos de reducción de vibraciones como el sistema
Nodamatic. Un sistema en el cual se intercala una viga entre la transmisión y el
fuselaje y se configura el conjunto suspendido de los puntos nodales del sistema
de la viga, cuando está vibrando en respuesta a las cargas y momentos formados
por el rotor. Estos sistemas requieren de un gran tamaño y una mayor
complejidad que los pasivos, aumentando el peso del helicóptero a diseñar.
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Figura 2.34: Sistema Nodamatic de reducción de vibraciones.
2.3 Composites y Materiales ligeros
La elección de los materiales empleados en la fabricación del helicóptero
es una fase crítica del proceso de diseño. Se buscan materiales con
caracterisiticas específicas; de gran rigidez para soportar los esfuerzos y cargas
del helicóptero y capaces tanto reducir al máximo las vibraciones generadas por
el rotor principal como de conseguir un peso reducido, dado que esto requerirá
una potencia menor en el rotor.
Los primeros materiales empleados en la construcción de la estructura y
fuselaje en la aviación fueron la madera y la tela, proporcionando una resistencia
adecuada con un peso reducido. Al estar la madera constituida por capas
longitudinales, posee una alta resistencia a cargas o esfuerzos colineales a la
dirección de las capas. Según el tipo de madera empleada está puede llegar a
tener una mayor resistencia a la tracción que algunas aleaciones de aluminio.
Debido a la alteración de sus propiedades mecánicas con la humedad y la
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degradación debida al paso del tiempo y acción de los agentes climatológicos,
las aleaciones metálicas sustituyeron paulatinamente a los componentes de
madera en las aeronaves.
El acero siguió a la madera, con una gran resistencia en todas las direcciones
del espacio. Aunque su alta densidad y problemas con la corrosión hace que su
uso sea limitado.
Las aleaciones de aluminio son los materiales más utilizados en la construcción
de aeronaves. Por su gran resistencia mecánica y baja densidad son capaces
de soportar grandes cargas con un peso reducido. Además poseen una gran
resistencia ante la corrosión y su fabricación es sencilla. Las aleaciones más
utilizadas son las de la series dos mil y siete mil. La serie 2XXX son aleaciones
Al-Cu empleadas en las zonas del aparato que trabajan a tracción, mientras que
las series 7XXX aleaciones Al-Zn poseen una gran resistencia estática, sin
embargo la aparición de grietas debido a los esfuerzos internos originados por
los tratamientos térmicos de esta aleación, provocan que sea utilizada a
esfuerzos de compresión y no a tracción. A pesar de sus grandes cualidades
mecánicas, las aleaciones de aluminio sufren grandes cambios en sus
propiedades con el tiempo y tienen un uso muy limitado con respecto a la
temperatura, pues también altera sus propiedades.
El titanio es otro de los metales utilizado en las estructuras y fuselajes de
aeronaves. Por su gran comportamiento ante la corrosión su gran resistencia
mecánica y su habilidad para soportar altas temperaturas sin alterar sus
propiedades. No obstante es un material que se degrada en ambientes salinos y
su coste es muy alto.
La llegada de nuevas tecnologías de fabricación propició la aparición de los
materiales compuestos. Materiales capaces de ser fabricados con propiedades
específicas según los esfuerzos a los que iban a ser sometidos.
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2.3.1 Materiales compuestos
Un material compuesto o composite es un material creado por dos o más
materiales de distinta naturaleza con el objeto de obtener las propiedades
buscadas para una aplicación concreta. Normalmente los composites con altas
características mecánicas están compuestos por fibras de un cierto tipo de
material dentro de una matriz polimérica. La función de las fibras es dar las altas
propiedades mecánicas, mientras que la matriz polimérica une estas fibras y las
aísla del ambiente exterior para protegerlas, además de transmitir las cargas
mecánicas exteriores de una fibra a otra. Las fibras elaboradas suelen tener un
diámetro de muy pocos micrómetros (10µ), y se colocan las unas a las otras
creando así unas tiras más anchas que posteriormente se entrelazan creando
un tejido. Los tres tipos más comunes de fibras son, la fibra de vidrio, fibra de
carbono y las fibras de kevlar.
La fibra de vidrio se utiliza por ejemplo en carenados, pues un material con
una alta resistencia a la flexión, de alta dureza y resistente a impactos, también
es capaz de soportar altas temperaturas. A pesar de eso es un material frágil
incapaz de soportar grandes cargas. Su resistencia a tracción varía entre 3.4-3.5
GPa y su módulo elástico 72-75 GPa.
Figura 2.35: Fibra de vidrio
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77
El kevlar es un material compuesto por fibras de aramida, un material con
una rigidez mayor que la fibra de vidrio su resistencia mecánica varía entre 70-
124 GPa, según la resina utilizada para fabricarlo. Este tipo de composite es
capaz de soportar grandes esfuerzos a impacto. No obstante, tiene una baja
resistencia ante la corrosión y no es capaz de trabajar bien a cargas de
compresión.
Figura 2.36: fibras de kevlar
La fibra de carbono es un material utilizado tanto para carenados como para
piezas de soporte como para elementos estructurales de la aeronave. Su alta
resistencia mecánica (3.5-5.6 GPa) y su módulo de Young (230-290 GPa) junto
con la posibilidad de ser fabricada con una configuración determinada, es idónea
para soportar cualquier tipo de carga. Es un material que posee una alta
capacidad de absorción de vibraciones, una gran flexibilidad y la capacidad de
soportar altas temperaturas. Sin embargo su principal inconveniente es su alta
sensibilidad a grietas, en cuanto las fibras de las láminas interiores del material
se rompen, estas se propagan rápidamente. Al hacerlo, el material rompe sin
aviso previo. También cabe destacar que el aluminio se corroe al entrar en
contacto con la fibra de carbono; por lo que es imprescindible una capa de
material aislante.
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Figura 2.37: Fibra de carbono
El proceso de fabricación usado para crear estructuras de materiales
compuestos, se basa en la laminación sucesiva de capas de estos tejidos en la
forma deseada y unidos por una matriz polimérica (resina epoxi por ejemplo).
Según la orientación en la que van colocadas las distintas láminas (forma
simétrica o antisimétrica) se pueden conseguir unas determinadas
características u otras.
Figura 2.38: Laminación de fibras.
Otro tipo de conformación de estos materiales compuestos es la estructura tipo
“sándwich”, que consiste en cubrir un material ligero por láminas de fibras de otro
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material. El propósito de esta conformación es darle más flexibilidad y al
compuesto sin que pierda su rigidez. Normalmente el material a cubrir (núcleo)
suele estar compuesto de un material en forma de panal de abeja.
Figura 2.39: Estructura sándwich
2.3.2 Métodos de fabricación
Existen diversos métodos de fabricación en cuanto se refiere a materiales
compuestos. Según el tipo de necesidad los métodos de fabricación varían pues
muchos de ellos están enfocados a obtener determinadas características de
estos materiales. Además al ser unos materiales modernos, con la llegada de
nuevas tecnologías, se obtienen distintas formas de producción y nuevas
disposiciones con las que se aprovechan otro tipo de características.
A la hora de hablar del fuselaje de helicópteros, hay que tener en cuenta su gran
superficie y tamaño. Es por eso que se han de fabricar muchas de las piezas
sobre un molde, para poder así darle la forma adecuada. Según la clase de pieza
que necesitemos la conformación de estos materiales será de una manera u otra.
1. Hand-layup
Este proceso de fabricación consiste en superponer láminas de tejido seco
fibroso manualmente encima de un molde. Cada vez que se añade una nueva
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lámina encima de la anterior, esta se cubre con resina y se comprime utilizando
rodillos normalmente metálicos. Existe una variante en la cual se moja el tejido
fibroso en la resina y una vez colocadas todas las láminas se compacta.
Una vez apiladas todas las láminas, se pasa al proceso de curado del material.
El curado se puede hacer a temperatura ambiente, pero para acelerar esto se
procede a calentar y comprimir el material en un ambiente de vacío. El proceso
de vacío consolida la unión entre láminas del material y reduce las bolsas de aire
que podría haber entre estas debido a un mal cubrimiento de la resina.
Figura 2.40: hand lay up
4. Proceso por infusión de resina
RTM o proceso de modelado por infusión de resina. Empieza utilizando un molde
de dos piezas (normalmente metálico) el cual se recubre por numerosas láminas
del tejido de fibra deseado. Una vez añadidas las láminas y colocadas
perfectamente, se cierra dicho molde comprimiéndolas. Una vez acabado esto
la resina es inyectada a través de unos canales situados en determinadas
posiciones del molde, para que así, una vez llegue la resina a la pieza de fibra
se esparza homogéneamente.
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Para el proceso de RTM las resinas han de tener una viscosidad muy baja para
que puedan llegar desde el molde a la pieza y que las partes de mayor sección
de la pieza se impregnen bien. La resina utilizada puede ser también calentada
según la necesidad del material a fabricar.
Generalmente las resinas y el proceso de secado utilizado en el RTM son más
baratos que los utilizados en hand-layup y se pueden mantener a temperatura
ambiente. El proceso puede conformar superficies gruesas con una tolerancia
aceptable y es capaz de hacer partes complejas con una buena precisión. Todo
ello reduciendo cuantiosamente el tiempo en comparación con el proceso de
hand-layup.
Figura 2.41: Proceso RTM
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1. Parte superior del molde.
2. Parte inferior del molde.
3. Sujeción del molde (crea presión en la pieza).
4. Mezcla de resina y catalizador.
5. Láminas de fibra.
6. Resina inyectada en el molde.
7. Tanque con resina.
8. Tanque con catalizador.
1. Procesos de fabricación de gran volumen
2.3.2.1 Filament winding
En este proceso un eje largo y cilíndrico llamado mandrel se suspende
horizontalmente entre dos soportes. Estos dos soportes provocan que el mandrel
gire a una velocidad determinada. Mientras este está girando otra máquina que
lleva pequeños hilos de un tejido fibroso (ya bañados en resina) los adhiere a
esta y los va ordenando según la orientación deseada mediante un movimiento
rectilíneo. De esta manera las fibras se van enrollando en el cilindro y van
obteniendo la forma de este. Una vez acabado el cilindro, este se lleva a un
proceso de curado en un horno provocando así que la resina se seque dejando
las fibras completamente adheridas entre sí, y despegándolas del mandrel
pudiendo posteriormente sacar el producto final.
Es un proceso que según la orientación de las fibras, es capaz de dotar al
producto final de una elevada rigidez y flexibilidad. Un buen ejemplo de un uso
común de este proceso, es en la producción de palos de golf.
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Figura 2.42: Filament winding
3.2 Pultrusión
En este proceso se parte del material de refuerzo base en unas bobinas. El
material (fibra) después pasa por otra serie de bobinas que más tarde lo pasan
por un baño caliente de resina mezclada con catalizador. Por último atraviesa un
molde que le va dando la forma deseada. Una vez acabado el molde el tejido
fibroso pasa a hacer la última cura donde obtiene las propiedades necesitadas.
Es un proceso continuo, prácticamente automático y que genera piezas de
grandes dimensiones. Desde que el hilo de fibra sale de las bobinas y pasa por
el baño, la máquina es la encargada de hacer el modelado.
Existe una variante de este proceso que permite generar piezas cilíndricas y no
solo piezas planas. Esta variante provoca un movimiento del molde que permite
girarlo y así poder producir piezas en 3D.
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Figura 2.43: Proceso de pultrusión
3.3 Tube rolling
Es un proceso utilizado para crear estructuras cilíndricas de una longitud de unos
6,5m y de un diámetro de 152mm de manera muy eficiente.
En este proceso se cortan trozos de tejido de material fibroso en láminas con
una determinada dirección del material, para poder así obtener la arquitectura
correcta en las láminas y por tanto conseguir las características deseadas para
el producto final. Una vez cortadas las láminas, estas se colocan manualmente,
una a una en una superficie plana, completamente estiradas. Después de esto
una mandrel se coloca encima y se envuelve en las láminas de tejido fibroso
girando y aplicando una gran presión en ellas. Finalmente el tubo de fibra se
extrae y pasa a su proceso de curado.
Es un proceso en el cual se pueden obtener cilindros de alta flexibilidad (cañas
de pesca de fibra de carbono por ejemplo), donde las primeras capas de fibra
de carbono se orientan 0º para darle al tubo cilíndrico una propiedad de flexión.
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Figura 2.44: Proceso de Tube rolling
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3. DISEÑO DE LA ESTRUCTURA INTERNA
3.1 Enunciado
El objeto de este apartado consiste en el diseño de la estructura interna de un
helicóptero ligero: cabina, sección intermedia, patines y puro de cola. Para ello
se ha tenido en cuenta las siguientes premisas:
La capacidad máxima del helicóptero ha sido planteado para 3 personas,
incluidos pasajeros y tripulación.
Para el diseño de la estructura nos hemos basamos en los supuestos de
ligereza, sencillez y robustez.
El peso máximo objetivo de la estructura interna, fuselaje, puro de cola y
patines ha de ser 100Kg
El peso máximo del aparato no ha de exceder los 500Kg.
El paquete de potencia, incluido motor y baterías ha de pesar 150Kg,
debiendo ser colocado en la parte superior del aparato.
Los asientos del piloto y ocupantes han de pesar 90Kg en total.
El diseño del helicóptero ha sido planteado para unos ocupantes con una
altura media de metro noventa y peso cien kilogramos.
Para estos estudios se ha supuesto un paquete de transmisión de rotor
cola de 20-25 Kg.
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3.2 Planteamiento inicial
Este proyecto ha tomado como referencia las dimensiones estructurales y diseño
de los helicópteros ligeros Mcdonnell Douglas MD500 y Robninson R-22. La
elección de dichos helicópteros ha sido tomada en base a su reducido tamaño,
la estructura aerodinámica del MD500 y por ser helicópteros de una capacidad
de ocupación reducida.
Figura 3.1: Helicóptero Mcdonnell Douglas MD-500
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Figura 3.2: Helicóptero Robinson R22
Partimos de un supuesto inicial en el que tomamos como referencia una
estructura interna diseñada con el fin de que tanto los pasajeros como el piloto
estuvieran sentados, dando una altura resultante de 160 centímetros desde la
base de la cabina hasta la parte superior de la misma.
Con el fin de mejorar la movilidad de los pasajeros, con respecto al planteamiento
previo, se rediseñaron las dimensiones de la cabina, acorde a unos parámetros
que permitiesen a los ocupantes una posición semi-erguida. Esta situación
supuso un cambio en la altura de la cabina, teniendo que añadir 20 centímetros
de altura.
Se propuso una inclinación de las cuadernas de 15 grados con respecto a la
vertical. La razón de esta propuesta fue debido a una optimización del espacio
dentro de la cabina y zona de pasajeros. Esta mejora implicó un aumento del
espacio de ambas zonas, debido a la adaptación del ángulo de inclinación de las
cuadernas acorde con la inclinación de los bancos, de forma que estos quedaban
anclados a las cuadernas, sin desperdiciar espacio.
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89
A la hora de diseñar la estructura interna del aparato se utilizaron barras de perfil
circular hueco de diámetro exterior e interior de 30 x 20mm. Esta elección fue
debida al gran momento de inercia de un perfil circular, que permite un mayor
esfuerzo de flexión y torsión sin que el elemento estructural colapse, pudiendo
optimizar el espesor de los tubos y reducir el peso de la estructura del
helicóptero.
El planteamiento inicial del puro de cola partió de cuatro elementos estructurales
longitudinales de perfil tubular, colados de forma cónica truncada de base 300
mm de diámetro y extremo 159mm, reforzada con cuatro aros tubulares
transversales haciendo función de cuaderna, dando forma y soportando los
esfuerzos del puro de cola. La longitud, propuesta inicialmente, del puro de cola
fue de 3 metros y la sección de los perfiles tubulares fue de diámetro exterior e
interior de 30 x 20mm.
Se plantearon dos estructuras de patines inicialmente. Una en la cual los patines,
formados por largueros tubulares quedaban sujetos a las cuadernas y otra en la
que los patines se componían de largueros tubulares unidos al fuselaje mediante
travesaños cruzados.
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90
Figura 3.3: Patines anclados a la estructura interna del R22
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91
Figura 3.4: Patines “skids” anclados al fuselaje
3.2 Estudio de la ergonomía del helicóptero
Para el planteamiento de este proyecto se han diseñado dos estructuras
diferentes:
Estructura 1: Para la distribución de piloto y pasajeros de forma triangular,
colocándose el piloto en la parte delantera y los pasajeros en la parte
trasera de la aeronave.
Estructura 2: La segunda estructura planteada es de una disposición
lineal. Dicha distribución contará con un solo banco; la posición del piloto
será la central, situando a los pasajeros en los extremos del banco.
El estudio ergonómico de este helicóptero ha sido planteado partiendo de las
medidas ya mencionadas en el epígrafe tres del punto tres punto uno. Se ha
tenido en cuenta que los pasajeros y el piloto cuentan con una anchura promedio
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92
de cincuenta centímetros, por lo tanto el diseño del ancho de ambas estructuras
mencionadas previamente fue de ciento cincuenta y cinco centímetros y ciento
veinte centímetros para los modelos lineal y triangular respectivamente.
La inclinación de 15 grados mencionada en el apartado tres punto uno tuvo en
cuenta la comodidad y confort de los pasajeros tanto como del piloto, ya que esta
reclinación es la óptima para posturas de trabajo y pilotaje.
3.4 Diseño
La distribución de peso del helicóptero influye en la estabilidad longitudinal del
aparato, pues según la posición en la que se encuentre el centro de gravedad,
puede representar una contribución adversa en el vuelo, creando un momento
de cabeceo en la aeronave. Por ello, es importante el correcto diseño de la
distribución de cargas de la estructura, pues para reducir este momento, las
vibraciones generadas por el rotor y obtener una mejor sustentación y manejo
del helicóptero, el centro de gravedad ha de estar situado siempre en el eje del
rotor. Esta distribución trajo consigo un replanteamiento de los siguientes
factores:
Los patines
El puro de cola
A consecuencia de una correcta distribución del centro de gravedad y a una
reducción de peso de la estructura interna del aparato, se descartó la premisa
de los patines anclados al fuselaje y se escogió como diseño los largueros
tubulares anclados directamente a los extremos de las cuadernas del
helicóptero.
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93
Teniendo en cuenta la distribución de los pasajeros y piloto y el peso del paquete
de transmisión del puro de cola, se optó por cambiar las dimensiones de los
tubos del puro de cola así como su longitud. Las nuevas medidas del perfil de
los largueros transversales y las cuadernas del puro de cola han sido de 20x10
mm.
Los cuatro casos estudiados han sido:
- Distribución triangular de pasajeros y piloto y un peso de paquete de
transmisión y rotor de cola de 20Kg, con un resultado de una longitud de
rotor de cola de 3,5 metros (en adelante denominada estructura 1.1).
Figura 3.5: Centro de gravedad paquete rotor 20Kg y distribución pasajeros
triangular.
- Distribución triangular de pasajeros y piloto y un peso de paquete de
transmisión y rotor de cola de 25Kg, con un resultado de una longitud de
rotor de cola de 3,5 metros (en adelante denominada estructura 1.2).
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94
Figura 3.6: Centro de gravedad paquete rotor 25Kg y distribución pasajeros
triangular.
- Distribución lineal de pasajeros y piloto y un peso de paquete de
transmisión y rotor de cola de 20Kg, con un resultado de una longitud de
rotor de cola de 3 metros (en adelante denominada estructura 2.1).
Figura 3.7: Centro de gravedad paquete rotor 20Kg y distribución pasajeros
lineal.
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95
- Distribución lineal de pasajeros y piloto y un peso de paquete de
transmisión y rotor de cola de 25Kg, con un resultado de una longitud de
rotor de cola de 3 metros (en adelante denominada estructura 2.2).
Figura 3.8: Centro de gravedad paquete rotor 25Kg y distribución pasajeros
lineal.
3.5 Materiales
La elección de los materiales ha sido en base a sus características mecánicas y
físicas. Estas características han sido:
- Densidad reducida.
- Módulo elástico y límite a la tracción elevado, soportando mayores
esfuerzos de tracción, flexión y torsión y por tanto pudiendo reducir las
secciones de los perfiles tubulares de la estructura y reducir su peso.
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96
Con ello se escogieron dos aleaciones metálicas y un material compuesto para
construir la estructura interna:
- Aluminio 7075; una aleación de aluminio compuesta de 6% de zinc, 2.9%
de magnesio, 2% de cobre y con una densidad de 2800 Kg/m^3, un
módulo elástico de 72GPa y una tensión límite de 570MPa. Esta aleación
posee una densidad reducida y un alto límite elástico.
- Ti6Al4V, es una aleación de titanio que posee un 6% en aluminio y un 4%
vanadio usada en la industria aeronáutica. A pesar de poseer una
densidad de 4430Kg/m^3, mucho mayor que la de la aleación de aluminio,
su módulo elástico de 113,8GPa y su límite a la tracción de 880MPa, son
mayores.
- Por último se escogió una fibra de carbono con fibra 24K cuyo modulo
elástico es de 126GPa y que posee una densidad superficial de 200g/m^2
y un resistencia a la tracción de 2300MPa, siendo un material más ligero
que las dos aleaciones anteriores y de mayor resistencia.
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97
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98
4. DISEÑO Y CÁLCULO DEL FUSELAJE
4.1 Planteamiento inicial
Las pautas seguidas a la hora de diseñar y calcular el fuselaje de la aeronave
para las distintas estructuras internas con sus distribuciones de pasajeros y piloto
descritas en el punto 3 de la memoria fueron las siguientes:
- Rigidez y ligereza.
- Una geometría sencilla y aerodinámica, con el objetivo de reducir el
coeficiente aerodinámico.
- Velocidad máxima de vuelo 40 nudos (20,58 m/s).
- Altura máxima de servicio de 3500m
Con el fin de reducir el peso del fuselaje se escogió un material compuesto de
fibra de vidrio para su construcción, debido a un elevado límite elástico, una alta
resistencia a la tracción y elevada resistencia a impacto. La fibra de vidrio
escogida para la construcción fue un tejido de fibra S2-68. Esta fibra de vidrio es
utilizada en el sector aerodinámico, poseyendo una densidad superficial de 300
/ , un módulo elástico 72GPa, una tracción límite de 4890MPa, con una
matriz polimérica de epoxi que abarca el 50% del volumen del tejido fibroso.
Al comienzo del diseño geométrico del fuselaje se tomaron como referencia los
helicópteros R22 y MD500, además de distintas geometrías de cuerpos romos y
sus coeficientes aerodinámicos asociados (Figura 4.1), intentando crear una
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99
geometría lo más aerodinámica posible siguiendo las premisas descritas
anteriormente.
Figura 4.1: Cuerpos romos y sus coeficientes aerodinámicos.
4.2 Diseños y cálculo
El primer diseño del fuselaje para ambas estructuras estuvo formado por 5
componentes. Cada uno de ellos de 5mm de espesor y anclados a 4 puntos de
la estructura interna:
- La parte del suelo del aparato, formado por una superficie plana de 5mm
de espesor está anclada en la base de las cuatro cuadernas, dejando una
parte interior del helicóptero completamente plana. La zona seguía las
circunferencias y elipses que formaban la estructura interna del suelo del
aparato, con cuatro agujeros colocados para la distribución de los patines.
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100
- La sección inferior de la cabina se diseñó siguiendo las elipses creadas
por cada estructura interna propuesta. En el caso de tener una distribución
de pasajeros y piloto triangular, poseía unas dimensiones de 200mm de
alto, de 850x1230mm en la parte superior y siguiendo una sección de
circunferencia de radio 240mm en su extremo posterior. Si la estructura
interna tomaba una distribución de pasajeros lineal sus dimensiones
variaban 200mm de alto, de 750x1580mm en la parte superior y siguiendo
una sección de circunferencia de radio 260mm en su extremo posterior.
- La cúpula de la cabina poseía unas dimensiones de 900x1230x1600mm
en el caso de tomar una estructura tipo 1, siguiendo una circunferencia de
radio 1600mm desde el extremo inferior delantero hasta el extremo
superior de la cúpula. No obstante, sus dimensiones a la hora de poseer
una estructura tipo 2 fueron de: 750x1580x1600mm siguiendo una
circunferencia de radio 1240mm. Ambas cúpulas han sido ancladas por
sus extremos inferiores delanteros y traseros y por su extremo superior.
- Los laterales y techo de la aeronave están constituidos de una estructura
monocasco cuyos laterales eran planos, delimitados por la primera y
última cuaderna de las estructuras planteadas. El techo seguía las elipses
que formaban las estructuras y la parte trasera quedaba cerrada por una
superficie plana delimitada por la base del puro de cola.
- Finalmente el puro de cola estaba formado por un saliente de 150mm y
de misma geometría que el techo del helicóptero y una estructura
monocasco cónica truncada de mismas dimensiones que el puro de cola.
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101
Figura 4.2: Fuselaje inicial para estructura tipo 1.
Figura 4.3: Fuselaje inicial parte trasera.
Una vez ensamblado el fuselaje se continuó haciendo un primer análisis
aerodinámico de este utilizando la plataforma de simulación de fluidos del
programa Solidworks. Una vez en el programa se introdujeron los siguientes
parámetros de diseño:
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102
El análisis es de flujo exterior.
La dirección del viento sería en la dirección X a 20.58 m/s (40nudos)
incidiendo de forma directa contra la cabina del aparato.
La fibra de vidrio requiere un pulido de todo el fuselaje dejando una
rugosidad superficial media de 0,3 micrómetros (rugosidad media de
superficies pulidas).
El fluido a estudiar es de régimen turbulento.
La temperatura ambiente es de 293K.
Presión atmosférica es de 1.013bar.
El programa ofrece 7 niveles de refinamiento automático de mallado. Se
escogió el 7 para todos los análisis porque daba un mejor análisis de los
resultados.
Solidworks genera automáticamente el volumen de control asociado al
objeto a estudiar.
Como objetivos de diseño se calculó la fuerza ejercida por el viento en el
helicóptero para después calcular el coeficiente aerodinámico del mismo.
Resultados:
Valor objetivo Unidades. Valor Valor MedioValor
Mínimo Valor
Máximo
Fuerza Golbal [N] 249,02251 249,51957 247,44156 251,59758
Tabla 4.1: Fuerzas aerodinámicas sobre el helicóptero.
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103
La fuerza ejercida por el viento sobre el fuselaje era de 249,0225126 N. Con este
valor, teniendo en cuenta que la estructura ensayada fue de tipo 1 (descrita en
el apartado anterior) y que el helicóptero está diseñado para el uso recreativo y
por tanto una altura de vuelo habitual de 500m, se obtuvieron los datos para
poder calcular el coeficiente aerodinámico del aparato con la siguiente ecuación:
0.5 4.1
Donde A equivale a la superficie frontal del aparato, la densidad del viento a
500m de altitud, la velocidad relativa entre el viento y el helicóptero y F la
fuerza global determinada por la simulación.
Resultado:
Fuerza Global ( ) 249,02251
Área frontal ( 2,6
Densidad superficial ( / ) 1,18
velocidad relativa ( / ) 20,58
coeficiente aerodinámico 0,3832856
Tabla 4.2: Cálculo del coeficiente aerodinámico.
Una vez obtenidos los resultados se observó que el coeficiente aerodinámico era
elevado y se comprobaron las líneas del perfil del fluido alrededor del cuerpo.
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104
Figura 4.4: Perfil de velocidad de las líneas del fluido.
Figura 4.5: perfil de velocidad de las líneas del fluido.
Como era de esperar el flujo de aire incidía directamente con la estructura del
fuselaje reduciendo drásticamente la velocidad de este. El perfil de velocidad del
fluido aumentaba acelerando drásticamente en el momento en el que la
transición entre las secciones frontales del helicóptero era más liviana (suave)?.
En cuanto el fluido superaba la cabina, al encontrarse con una sección constante
durante 900mm sufría una deceleración. Finalmente al encontrarse con un
cambio de sección tan brusco desde la parte trasera del fuselaje al puro de cola,
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105
se puede observar un desprendimiento en la capa límite del fluido ocasionando
un torbellino de turbulencias (figura 4.4) en este mismo punto.
Con el objetivo de reducir el torbellino ocasionado por el flujo turbulento del aire
debido al cambio de sección brusco del helicóptero, reducir el coeficiente
aerodinámico de este y buscar una estructura más aerodinámica, se añadió una
nueva pieza al fuselaje que ofrecía un cambio de sección suave. Esta nueva
sección semejaba la geometría del fuselaje a la expuesta en la esquina izquierda
de la figura 4.2 y quedando una forma más aerodinámica. Esta nueva zona
estaba comprendida entre la última cuaderna del helicóptero y 750mm desde la
primera cuaderna del puro de cola, con un espesor de 5mm y anclado en los
extremos inferiores de la última y el propio puro de cola. Esta sección parte
desde la última cuaderna y se prolongaba 750mm sobre la estructura del puro
de cola.
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106
Figura 4.6: Transición estructura tipo 1.
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107
Figura 4.7: Vista trasera transición estructura tipo 1.
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108
Figura 4.8: Fuselaje completo Estructura tipo 1.
Figura 4.9: Fuselaje completo estructura tipo 2.
Una vez añadido este nuevo fragmento al fuselaje, se realizaron los mismos
análisis de fluidos, a los fuselajes asociados a las distintas estructuras internas
según la orientación de la distribución de pasajeros y tripulación, a fin de
encontrar la estructura más aerodinámica y descartar la estructura que poseyese
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109
un coeficiente aerodinámico mayor. Se introdujeron los mismos parámetros que
en el ensayo anterior:
El análisis es de flujo exterior.
El flujo de viento poseía una dirección cardinal en X a 20.58 m/s
(40nudos) incidiendo de forma directa contra la cabina del aparato.
Al estar constituido el fuselaje por fibra de vidrio requiere un pulido de
todo el fuselaje dejando una rugosidad superficial media de 0,3
micrómetros (rugosidad media de superficies pulidas).
El fluido a estudiar es turbulento.
La temperatura ambiente es de 293K.
Presión atmosférica es de 1.013bar.
El programa ofrece 7 niveles de refinamiento automático de mallado. Se
escogió el 7 para todos los análisis porque daba un mejor análisis de los
resultados.
Solidworks genera automáticamente el volumen de control asociado al
objeto a estudiar.
Se obtuvieron los siguientes resultados:
Estructura 2 asociada a la distribución de pasajeros y piloto lineal (figura
4.9) posee una área perpendicular al flujo de aire mayor y una longitud
menor que la estructura 1. Con ello los cambios de secciones a los que
se somete el fluido son más bastos, en base a ello se partió de la hipótesis
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110
que el coeficiente aerodinámico que debía tener la estructura tenía que
ser mayor que el asociado a la estructura 1 y menor al resultado anterior
con esta nueva mejora.
Resultados:
Figura 4.10: Corte de distribución de presiones del fluido
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111
Figura 4.11: Corte en detalle de la distribución de presiones en la cabina.
Figura 4.12: Leyenda de presiones
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112
Figura 4.13: Perfil de velocidad de líneas del fluido.
Figura 4.14: Leyenda de Velocidades.
Valor objetivo Unidades Valor Valor MedioValor Mínimo
Valor Máximo
Fuerza Golbal 1 [N] 241,4926175 233,9585336 200,761923 267,1551441
Tabla 4.3: Fuerzas aerodinámicas sobre el helicóptero en el segundo análisis.
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113
Aplicando la ecuación 4.1 y teniendo en cuenta los resultados hallados, el área
frontal del aparato y la densidad del aire a 500m de altitud se calculó el
coeficiente aerodinámico del helicóptero.
Fuerza Global ( ) 241,4926175
Area frontal ( 3.106344
Densidad superficial( / ) 1,18
Velocidad Relativa ( / ) 20,58
Coeficiente Aerodinámico 0,311
Tabla 4.4: Cálculo del coeficiente aerodinámico.
Conclusiones:
Analizando las figuras que muestran la distribución de presiones del fluido a lo
largo del volumen de control, se puede observar cómo la presión aumenta
drásticamente en el momento en el que el aire incide directamente en la cabina;
algo esperado debido a que el aire pasa de circular libremente a tomar contacto
con un objeto. Observando la parte inferior de la aeronave se puede apreciar una
disminución de la presión, debido a un desprendimiento de la capa límite del
fluido, en consecuencia de un cambio brusco en la geometría del fuselaje al
circular el aire por la parte inferior del morro hasta la parte inferior de la cabina.
Aún con la zona de transición añadida al fuselaje, se pueden contemplar unas
turbulencias elevadas en la parte posterior del helicóptero ocasionadas por el
cambio de sección brusco de la cabina del helicóptero al puro de cola. El perfil
de velocidad de las líneas del fluido muestra una aceleración del aire en la
transición de la cabina a la parte lateral del helicóptero, tal y como se dio en la
anterior simulación y al ser ésta de una longitud limitada, no permite que el fluido
UNIVERSIDAD PONTIFICIA COMILLAS ‐ Escuela Técnica Superior de Ingeniería (ICAI) Cálculo y
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114
reduzca su velocidad consiguiendo un régimen estacionario, con ello al llegar a
la zona de transición el fluido se desprende de la capa límite decelerando
drásticamente de una velocidad de 22-19m/s a una de -9m/s ocasionando los
torbellinos.
No obstante, a pesar de estas elevadas turbulencias, el coeficiente aerodinámico
de este fuselaje fue de 0.311, reduciéndose sustancialmente y concluyendo que
esta nueva geometría del fuselaje era más aerodinámica.
Estructura 1 asociada a la distribución de pasajeros y piloto triangular
(figura 4.8) poseía una área perpendicular al flujo de aire menor y una
longitud mayor que la estructura 2, simulada con anterioridad. Con ello,
los cambios de secciones a los que se somete el fluido son más livianos,
en base a ello se partió de la hipótesis que el coeficiente aerodinámico
que debía tener la estructura debía ser menor que las anteriores
simulaciones.
Resultados:
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115
Figura 4.15: Corte de distribución de presiones del fluido.
Figura 4.16: Perfil de presiones del fluido
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116
Figura 4.17: Leyenda de presiones.
Figura 4.18: perfil de velocidad del fluido
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117
Figura 4.19: Detalle del perfil de velocidades del fluido en la sección posterior.
Figura 4.20: Leyenda de Velocidades.
Nombre Unidades Valor
Valor medio
Valor Mínimo
Valor máximo
Fuerza Global [N] 147,5645 148,78183 147,3621 150,20154
Tabla 4.5: Fuerzas sobre el helicóptero del tercer estudio aerodinámico.
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118
Aplicando la ecuación 4.1 y teniendo en cuenta los resultados hallados, el área
frontal del aparato y la densidad del aire a 500m de altitud se calculó el
coeficiente aerodinámico del helicóptero para este diseño de fuselaje.
Fuerza Global ( ) 147,5645
Area frontal ( 2.6
Densidad superficial( / ) 1,18
Velocidad Relativa ( / ) 20,58
Coeficiente Aerodinámico 0,227346
Tabla 4.6: Cálculo del coeficiente aerodinámico.
Conclusiones:
Analizando las figuras que muestran la distribución de presiones del fluido a lo
largo del volumen de control, se puede observar cómo al igual que en los análisis
anteriores, la presión aumenta drásticamente en el momento en el que el aire
incide directamente en la cabina; algo esperado debido a que el aire pasa de
circular libremente a tomar contacto con un objeto. Observando la parte inferior
de la aeronave se puede apreciar una disminución de la presión, debido a un
desprendimiento de la capa límite del fluido en consecuencia de un cambio
brusco en la geometría del fuselaje al circular el aire por la parte inferior del morro
hasta la parte inferior de la cabina. Sin embargo, si se observa el detalle de este
desprendimiento se contempla que es menor que el ocasionado en el fuselaje
de la estructura 2 analizada con anterioridad. Esta reducción de desprendimiento
de capa límite y bajada de presión viene dado por un cambio de geometría más
liviano que en la estructura anterior.
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119
Utilizando este tipo de estructura y la zona de transición añadida, se puede
apreciar un gran cambio en las turbulencias de la zona posterior de la aeronave,
ya que si se contemplan las figuras 4.13 y 4.18 se ve, tanto una disminución de
remolinos del viento como una disminución en el cambio de dirección del viento
y su velocidad. Examinando el perfil de velocidad de las líneas del fluido, este
muestra una aceleración del aire en la transición de la cabina a la parte lateral
del helicóptero, tal y como se dio en la anterior simulación, no obstante al ser
esta de una longitud de 610mm mayor que la anterior, permite que el fluido
reduzca su velocidad de 26m/s a unos 15-19m/s, con ello al llegar a la zona de
transición el fluido obtiene un desprendimiento de la capa límite menos brusco
que en anterior análisis y decelerando el fluido de 15m/s a 3m/s reduciendo los
torbellinos.
Observando las tablas de cálculos y datos de este análisis de fluidos, se vio una
clara mejora en el coeficiente aerodinámico del aparato, disminuyéndose de
0.311 a 0.23 y concluyendo que esta geometría y estructuras eran las idóneas
para el aparato y por tanto con la que se iba a continuar el resto de estudios.
4.3 Optimización del Fuselaje
Una vez escogida la geometría y estructura final del helicóptero se continuó
realizando la optimización del fuselaje. Para ello se obtuvieron las fuerzas
sufridas por el fuselaje en cada una de las secciones del mismo mediante un
nuevo análisis de fluidos. Las secciones del fuselaje serían posteriormente
analizadas por un análisis estático con el objetivo de reducir el peso al máximo
y siguiendo las siguientes premisas:
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120
Criterio de esfuerzos según Von Mises
Margen de seguridad 25%
Cada superficie deberá estar anclada por 4 puntos tratados como
empotramientos que posteriormente serán transferidos al Fuselaje.
Para la optimización del fuselaje se utilizó la plataforma de análisis estático del
programa Solidworks. Una vez importadas las estructuras al programa se
estudiaron una a una, partiendo de un espesor de 5mm e introduciendo los
siguientes parámetros:
- Material
- Fuerzas sufridas por la superficie
- Mallado automático. El mallado utilizado por el programa a la hora de
estudiar las superficies, está basado en curvatura con una anchura de
celdas de máximo 38mm y mínimo 21mm.
- Puntos de anclaje por sección de fuselaje.
Las fuerzas halladas en el análisis de fluidos fueron:
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121
Fuerza normal Cúpula [N] 38,03591188 37,98675425 37,93641962 38,04355574Fuerza (X) en Cúpula [N] 8,418308798 8,507426016 8,389690522 8,599914436Fuerza (Y) en Cúpula [N] -0,03680800 0,211747961 -0,06801868 0,481515227Fuerza (Z) en Cúpula [N] 37,09260458 37,0205845 36,95065878 37,10689952Fuerza normal Morro inferior [N] 7,903758181 7,894775061 7,876695422 7,910351723Fuerza (X) en Morro inferior [N] -5,26205332 -5,24782771 -5,26443936 -5,22362938Fuerza (Y) en Morro inferior [N] 0,133558787 0,152016615 0,130762259 0,174692136Fuerza (Z) en Morro inferior [N] -5,8959605 -5,89614043 -5,91141466 -5,88102919Fuerza normal Laterales y techo [N] 61,3191467 61,17101329 60,99076374 61,3191467Fuerza (X) en laterales y techo [N] 61,28821623 61,12183064 60,91298984 61,28821623Fuerza (Y) en laterales y techo [N] -0,10558631 1,072405989 -0,32064429 2,417289659Fuerza (Z) en laterales y techo [N] 1,944519231 1,946206059 1,92939958 1,958752295Fuerza normal Transición [N] 55,74952792 55,31381797 54,79454657 55,80884615Fuerza (X) en Transición [N] 55,10923273 54,73742828 54,31934973 55,14492052Fuerza (Y) en Transición [N] -4,93206957 -3,65986571 -5,54876114 -1,12951914Fuerza (Z) en Transición [N] -6,83059448 -6,88600019 -7,16874440 -6,74685949Fuerza 5 normal Puro de Cola [N] 3,310604009 3,063356586 2,794718352 3,310604009Fuerza (X) en Puro de cola [N] -2,31817862 -1,53772248 -2,32200779 -0,46301019Fuerza (Y) en Puro de cola [N] 0,483995296 0,446595353 0,388963707 0,492133519Fuerza (Z) en Puro de cola [N] 2,313416375 2,520675639 2,270780252 2,861784636
Tabla 4.7: Fuerzas superficiales sobre el fuselaje del helicóptero.
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122
Análisis:
- Morro inferior: Se comenzó con un grosor de 5 mm de espesor y aplicando
las fuerzas descritas con anterioridad. El morro inferior se ancló por los
laterales de la parte inferior y a los extremos de la sección superior.
Figura 4.21: Tensión de von mises Morro inferior.
Al observar que la tensión máxima sufrida por el morro inferior era de 651KPa
en los empotramientos y que la resistencia a rotura de la fibra de vidrio S2-68 es
de 4890MPa, se redujo directamente el espesor de la sección a 2mm y se
continuó haciendo el análisis.
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123
Figura 4.22: Mallado Morro inferior.
Figura 4.23: Factor de seguridad 25%
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124
Figura 4.24: Tensión de von mises máxima 2.53MPa
Figura 4.25: Desplazamientos de la zona .21mm
La tensión máxima soportada por el espesor de 2 mm de la estructura era de
5.08MPa. La sección del morro inferior obtuvo un peso de 3,3Kg, teniendo en
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125
cuenta que el 50% del volumen es epoxi y su superficie viene dado por el
programa 3-D.
Figura 4.26: Tensión de von mises máxima 3.06MPa
Figura 4.27: Desplazamiento máximo de 3.2mm.
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126
Figura 4.28: Desplazamiento, 2,1cm.
Anclaje Fuerza
resultante(X) (N)
Fuerza
resultante(Y) (N)
Fuerza
resultante(Z) (N)
Extremo derecho
superior
1.91 0.342 1.78
Extremo izquierdo
superior
1.91 0.342 1.78
Extremo derecho
inferior
0.78 -0.401 4.725
Extremo izquierdo
inferior
0.78 -0.401 4.725
Tabla 4.8: Fuerzas en los anclajes del morro inferior.
- Cúpula: Al ver los resultados obtenidos en el apartado anterior se variaron
los espesores iniciales del fuselaje, empezando a estudiarlos con un
espesor de 2mm.
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127
Figura 4.29: mallado cúpula.
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128
Figura 4.30: Distribución de la tensión de Von Mises.
Se hicieron dos ensayos más, uno de ellos plantea una cúpula de 1,5mm de
espesor y el otro una de 1mm. Finalmente la cúpula idónea para el aparato
poseía un espesor 1,5mm, pues con el espesor de 1mm la cúpula sufría
desplazamientos de 2cm, desplazamiento demasiado elevado. El peso final de
la cúpula teniendo en cuenta que el 50% del volumen es epoxi y su superficie
viene dado por el programa 3-D es de 6,67Kg.
Resultados:
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129
Figura 4.31: Desplazamiento máximo de 2,4mm.
Figura 4.32 Tensión máxima de 3.92 MPa
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130
Figura 4.33: Factor de Seguridad 25%
Valores de los anclajes de la cúpula:
Anclaje Fuerza
resultante(X) (N)
Fuerza
resultante(Y) (N)
Fuerza
resultante(Z) (N)
Extremo derecho -4.79 0.371 8.72
Extremo izquierdo -4.79 -0.371 8.72
Extremo superior 7.74 0 4.06
Punta -6.57 0 15.593
Tabla 4.9: Fuerzas en los anclajes de la cúpula.
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131
- Laterales y techo: se realizaron dos análisis, y se acabó poniendo un
espesor de 2,5mm debido a que los desplazamientos en 2mm eran
demasiado elevados. El peso final de esta sección, teniendo en cuenta
que el 50% del volumen es epoxi y su superficie viene dado por el
programa 3-D es de 9,25Kg.
Figura 4.34: Distribución de desplazamientos con un máximo de 9.45mm.
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132
Figura 4.35: Tensión Von Mises máxima 6.06MPa
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133
Figura 4.36: Desplazamiento máximo 2.31mm
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134
Figura 4.37: Factor de seguridad 25%.
Anclaje Fuerza
resultante(X)
(N)
Fuerza
resultante(Y) (N)
Fuerza
resultante(Z) (N)
Extremo derecho
delantero superior
9.728 -2.456 107
Extremo izquierdo
delantero superior
-25.2 -7.07 -104
Extremo derecho
trasero superior
-42.6 4.31 -66.4
Extremo izquierdo
trasero superior
25.8 4.9 68.9
Extremo derecho
delantero interior
-128 5.11 -98.8
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135
Extremo izquierdo
delantero inferior
119 -5.05 92.4
Extremo derecho
trasero inferior
-81.6 1.56 -77.55
Extremo izquierdo
trasero inferior
69.9 -1.409 80.4
Tabla 4.10: Fuerzas en los anclajes de las secciones laterales y el techo.
- Zona de transición: se realizaron dos análisis y se acabó seleccionando el de
un espesor de 2mm debido a que los desplazamientos del análisis de 1,5mm
eran demasiado elevados. El peso final de la transición después de los
ensayos fue de 9,52Kg.
Figura 4.38: Distribucion de desplazamientos con un máximo de 1.32mm.
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136
Figura 4.39: Distribución de la tensión de Von Mises.
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137
Figura 4.40: Mallado de la zona de Transición.
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138
Figura 4.41: Desplazamientos con espesor 1.5mm.
Anclaje Fuerza
resultante(X) (N)
Fuerza
resultante(Y) (N)
Fuerza
resultante(Z) (N)
Extremo derecho -22.2 -151 4.33
Extremo izquierdo -22.2 151 0.986
Extremo superior 65.2 8.96 -8.27
Extremo posterior
(circunferencia
final)
34.8 -3.37 -3.385
Tabla 4.11: Fuerzas en los anclajes de la zona de transición.
- Puro de Cola: Se realizó un análisis del puro de cola, una sección
monocasco, cónica entroncada la cual se ancló en ambos extremos y se
analizó concluyendo con un espesor de 1.5mm. El desplazamiento
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139
máximo que ofrecía era de 2,57mm y con una tensión de von mises
máxima de 0.37751MPa. La masa final del puro de cola fue de 4,2Kg.
Figura 4.42: Desplazamientos del puro de cola
Figura 4.43: Tensión de Von Mises
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140
Anclaje Fuerza
resultante(X) (N)
Fuerza
resultante(Y) (N)
Fuerza
resultante(Z) (N)
Extremo derecho
superior
0.665 -0.1 -0.665
Extremo izquierdo
superior
0.464 -0.115 -0.464
Extremo derecho
inferior
0.665 -0.1 -0.665
Extremo izquierdo
inferior
0.464 -0.115 -0.464
Tabla 4.12: Fuerzas en los anclajes del puro de cola.
- Suelo: Por último la parte del suelo del helicóptero, una placa plana que
sigue la geometría de la parte inferior de la cabina, poseyendo un espesor
de 2mm y una masa de 4,97Kg.
De esta forma el peso final del fuselaje de fibra de vidrio del helicóptero fue:
38 4.2
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141
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142
5 OPTIMIZACIÓN DE LA ESTRUCTURA INTERNA
5.1 Introducción y Premisas
Realizados los análisis aerodinámicos de ambas estructuras diseñadas en el
punto 3, se continuó con la optimización de la estructura interna del aparato. Para
ello, se descartó la estructura cuya distribución de pasajeros y piloto era lineal,
ya que la estructura con distribución triangular ofrecía una resistencia
aerodinámica menor y por tanto, optimiza mejor la aerodinámica. La estructura
triangular presenta un coeficiente aerodinámico de 0,23, menor que la lineal que
posee un coeficiente aerodinámico de 0,31.
Para la optimización del fuselaje se tuvieron en cuenta las siguientes premisas:
- Peso del motor y transmisión centrados en el techo con valor de 150 Kg.
- Peso de 3 personas más asientos por valor de 390Kg.
- Cargas en los puntos de anclaje de los fuselajes.
- Extra de 50Kg distribuidos por el suelo como equipaje de mano.
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143
5.2 Ensayos y Cálculos
5.2.1 Ensayo
En base a estas premisas y a los materiales escogidos en el punto 3.5 de la
memoria (fibra de carbono, una aleación de aluminio 7075 y una aleación de
titanio con 6% de aluminio y 4% de vanadio), se propusieron dos escenarios de
análisis estático de la estructura del aparato.
En el primero suceso el helicóptero estaba apoyado en el suelo tomando
los patines como puntos de apoyo de la estructura del aparato y todo el
peso anteriormente descrito actuando sobre el helicóptero.
En el segundo escenario el helicóptero se prepara para despegar. En este
caso se ha de colocar una fuerza en sentido contrario a la gravedad,
centrada en el techo del aparato y con un valor de un 10% más que el
módulo de todas las fuerzas que actúan en la aeronave.
Para la ejecución de estos escenarios se dividió la estructura interna en 5 familias
de elementos estructurales:
- Puro de cola: compuesta por las cuadernas (aros), tubos longitudinales y
barras que la anclaban a la estructura principal.
- Patines: compuestos por los largueros tubulares anclados a las cuadernas
delantera y trasera de la estructura.
- Cuadernas: formada por los tubos longitudinales inclinados a 15º y las
elipses superiores del aparato.
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144
- Sección delantera: esta sección se componía por las elipses que
formaban el morro inferior de la cabina, la barra circular que subdividía la
cúpula y los perfiles tubulares que formaban el suelo de la cabina.
- Suelo y techo: por último esta zona se componía de los perfiles cuadrados
del suelo y el techo junto a sus travesaños cruzados y las barras
transversales usadas como anclaje para los asientos del piloto y
pasajeros.
Al realizar los ensayos se utilizó la plataforma de estudios estáticos del programa
de ordenador SolidWorks. Para ello se partió de unos perfiles tubulares de todas
las familias de elementos estructurales de 30x20mm de diámetro exterior e
interior, salvo de la familia del puro de cola que era de 20x10mm y las cuadernas
que poseían un perfil de 35x25mm. Los tubos que componían las familias debían
poseer la misma sección, y se mantuvo constante el diámetro exterior,
reduciendo o aumentando el diámetro interno de 2mm en 2mm para poder
mantener un coeficiente de seguridad de 1,25 y reducir el peso de la estructura
interna según su material al máximo.
5.2.2 Resultados
Para el suceso en el cual el helicóptero se posaba en el suelo, se tomaron como
puntos de apoyo las cuatro juntas entre las barras longitudinales de los patines
y las que se apoyaban en las cuadernas, tratándolos como empotramientos, sin
permitir giro o movimiento alguno.
Con ello se realizó el análisis para los 3 materiales escogidos, obteniendo las
siguientes estructuras y sus esfuerzos:
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145
- Titanio: Como se puede observar en las figuras 5.1 y 5.2 la estructura de titanio
poseía una flexión máxima de 246,7MPa menor que 0,75 veces la máxima
admisible por el material, que es 10712,5MPa. Con ello se obtuvo la
reducción de sección de los materiales y el peso máximo de la estructura.
Figura 5.1: Diagrama de esfuerzos a flexión del aparato.
10 La tensión máxima admisible del material Ti6Al4V es de 950MPa.
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146
Figura 5.2: Factor de seguridad Titanio.
Familia estructural. Dimensión del perfil. Puro de cola 20x15∅
Patines 30x25∅ Cuadernas 35x30∅
Sección delantera 30x25∅ Suelo y techo 30x20∅
Tabla 5.1: Dimensiones de las secciones de los tubos estructurales Titanio.
Teniendo en cuenta estas reducciones en las secciones de los perfiles tubulares
de la estructura interna del helicóptero, esta obtuvo un peso final de 66,67Kg.
Este peso era un peso elevado, ya que sumando los 38Kg del fuselaje, se obtuvo
un peso total del helicóptero de 104,7Kg, peso mayor al esperado en las
especificaciones iniciales del proyecto.
- Aluminio: Como se puede observar en la figura 5.3, la estructura de aluminio 7075
poseía una flexión máxima de 246,7MPa menor que 0,75 veces la máxima
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147
admisible por el material 11429,2MPa. Con ello se obtuvo las reducciones
de sección de los materiales y el peso máximo de la estructura. Esta
flexión máxima era la misma que la estructura en titanio debido a que los
perfiles de las familias de los tubos eran iguales en sus diámetros internos
y externos.
Figura 5.3: Diagrama de esfuerzos a flexión del aparato.
Familia estructural. Dimensión del perfil. Puro de cola 20x15∅
Patines 30x25∅ Cuadernas 35x30∅
Sección delantera 30x25∅ Suelo y techo 30x20∅
Tabla 5.2: Dimensiones de las secciones de los tubos estructurales Aluminio.
Teniendo en cuenta las reducciones de los perfiles hechas, y que el aluminio
7075 es menos denso que el titanio, se obtuvo un peso final de la estructura
11 La tensión máxima admisible del aluminio 7075 es de 572,265MPa.
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148
interna del aparato de 43.03Kg, reduciéndose el peso en 23,24Kg de un material
a otro con el cambio de materiales. Con ello, el peso final del helicóptero, junto
con el fuselaje, fue de 81,08Kg consiguiendo el objetivo de un helicóptero con un
peso menor a 100Kg.
- Fibra de Carbono Al observar las figuras 5.4 y 5.5 la estructura de fibra de carbono
soportaba una flexión máxima de 450MPa y una fuerza axial de 51,28MPa
a compresión en los patines, ambos esfuerzos menores que 0,75 veces
la tensión máxima admisible por el material 121725MPa. Con ello se
obtuvo las reducciones de sección de los materiales y el peso máximo de
la estructura.
Figura 5.4: Diagrama de esfuerzos a flexión del aparato.
12 La tensión máxima admisible de la fibra de carbono es 2300MPa.
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149
Figura 5.5: Diagrama de esfuerzos axiles del helicóptero.
Figura 5.6: Factor de seguridad.
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150
Teniendo en cuenta las reducciones de los perfiles hechas, y que la fibra de carbono es más ligera que ambos materiales usados con anterioridad, se obtuvo un peso final de la estructura interna del aparato de 11,186Kg. Con ello el peso final del helicóptero junto con el fuselaje fue de 49,186Kg consiguiendo el objetivo de un helicóptero con un peso menor a 100Kg.
Familia estructural. Dimensión del perfil. Puro de cola 20x17,5∅
Patines 30x27,5∅ Cuadernas 35x32,5∅
Sección delantera 30x27,5∅ Suelo y techo 30x27,5∅
Tabla 5.3: Dimensiones de las secciones de los tubos estructurales Fibra de Carbono.
Para el segundo análisis de las estructuras se colocó una fuerza centrada en el
techo de valor 6500N, que es un 10% superior a todas las fuerzas colocadas por
la estructura y se trataron los puntos de apoyo como articulaciones, con ello se
estudia la estructura justo el momento antes de despegar del suelo.
- Titanio
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151
Figura 5.7: Distribución de esfuerzos a flexión.
Figura 5.8: Factor de seguridad 1.25
Para poder soportar las fuerzas ocasionadas por el helicóptero al despegar, se
ampliaron las secciones de las cuadernas y la sección de suelo y techo. De esta
manera la masa de la estructura interna aumentó de 66,67Kg a 74,13Kg,
aumentando el peso del fuselaje y estructura a 112,13Kg alejándose aún más
del objetivo del proyecto.
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152
Familia estructural. Dimensión del perfil. Puro de cola 20x15∅
Patines 30x25∅ Cuadernas 35x25∅
Sección delantera 30x25∅ Suelo y techo 30x20∅
Tabla 5.4: Dimensiones de las secciones finales de los tubos estructurales Titanio.
- Aluminio:
Figura 5.9: Distribución de esfuerzos a flexión.
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153
Figura 5.10: Factor de seguridad 1.25
Para la correcta optimización de la estructura, teniendo en cuenta que el aluminio
es un material con una resistencia mecánica menor que el titanio, se tuvieron
que aumentar las secciones, tanto de las cuadernas como del suelo y techo. Con
esta nueva optimización, el peso de la estructura interna terminó siendo 60,43Kg
y por tanto el peso de la estructura y el fuselaje de 98,43Kg, un peso dentro del
peso objetivo del proyecto.
Familia estructural. Dimensión del perfil. Puro de cola 20x15∅
Patines 30x25∅ Cuadernas 35x20∅
Sección delantera 30x25∅ Suelo y techo 30x10∅
Tabla 5.5: Dimensiones de las secciones finales de los tubos estructurales Aluminio.
- Fibra de Carbono:
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154
Figura 5.11: Distribución de esfuerzos a flexión en la estructura.
Figura 5.12: Factor de seguridad 1.25
Pese a su elevado límite a la tracción, la optimización de la estructura interna
conformada con fibra de carbono también tuvo que aumentar las secciones de
los perfiles tubulares de la familia de suelo y techo. De esta manera la estructura
interna tomó un peso de 14,4Kg y el helicóptero un peso total de 52,4Kg
reduciendo el peso objetivo del proyecto en 47,6Kg.
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155
Familia estructural. Dimensión del perfil. Puro de cola 20x17,5∅
Patines 30x27,5∅ Cuadernas 35x32,5∅
Sección delantera 30x27,5∅ Suelo y techo 30x20∅
Tabla 5.6: Dimensiones de las secciones finales de los tubos estructurales Fibra de Carbono.
5.3 Conclusiones
A pesar de ser tres candidatos válidos para la construcción de la estructura
interna, se pudo observar como el titanio daba un peso demasiado elevado
desde los primeros ensayos. Por tanto se descarta para la construcción de la
estructura interna.
No obstante aunque el aluminio posea una resistencia mecánica menor que el
titanio, su ligereza consigue que el peso de la aeronave esté dentro del objetivo
del proyecto, convirtiendo así al aluminio como un material viable para la
construcción del helicóptero.
Por último, la fibra de carbono gracias a su elevado límite a la tracción y su
reducida densidad, consigue que el peso de tanto del fuselaje como de la
estructura interna se reduzca en 47,6Kg. Con ello se decide construir el
helicóptero con este material ya que reduce el peso máximo objetivo de la
aeronave y deja margen de maniobra en el caso de tener que añadir pesos al
aparato.
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156
6 Presupuesto
La elaboración del presupuesto ha planteado dificultades debido a la
complejidad de los materiales:
- La fibra de carbono: Este material se conforma según las propiedades
mecánicas y físicas específicas para la adecuación de los esfuerzos que
ha de soportar en cada situación. En este caso es necesario un encargo
de los tubos y secciones que componen la estructura interna del
helicóptero, y su posterior ensamblaje. Este ensamblaje requiere de
adhesivos aeroespaciales para la conexión entre los distintos puntos de
la estructura, un tratamiento en horno para un secado perfecto de este,
un lijado superficial de la estructura y un recubrimiento superficial para la
protección de esta.
- Aluminio 7075: Es necesario un encargo en bruto del material, según la
longitud y sección de los tubos que componen la estructura. El aluminio
requiere de un tratamiento superficial para su soldadura. La soldadura TIG
es la más minuciosa y por tanto se requiere un encargo del ensamblaje a
un sitio especializado.
- Fibra de vidrio: La fibra de vidrio es un material que según las propiedades
mecánicas y físicas que requiere se conforma de manera diferente. En
este caso al estar el fuselaje compuesto por fibra de vidrio, sería necesario
el encargo de moldes exactos de cada una de las piezas, para
posteriormente ser construidas. Una vez construidas la fibra de vidrio
requiere de un proceso de pulido superficial para eliminar imperfecciones
y dotar de una homogeneidad estructural a la pieza.
UNIVERSIDAD PONTIFICIA COMILLAS ‐ Escuela Técnica Superior de Ingeniería (ICAI) Cálculo y
Diseño de la estructura interna y fuselaje de un helicóptero ligero
157
La cantidad requerida de cada uno de estos materiales es la siguiente:
La cantidad de fibra de carbono utilizada para la construcción de la
aeronave es de 14,4Kg.
Si se construyese el aparato con aluminio sería necesario 60,43Kg del
material.
Para la conformación del fuselaje se requieren 38Kg de fibra de vidrio S-
2-68.
Se ha realizado un estudio en bruto del precio de los materiales por kilogramo.
- La fibra de carbono 24K tiene un coste aproximado 350€/Kg.
- El precio del aluminio 7075 fluctúa entre 2,1-4,3€/Kg, y se ha estimado un
coste de 3,5 €/Kg.
- La fibra de vidrio S-2-68 tiene un coste aproximado de 20€/Kg.
Material Peso en bruto
(Kg) Precio Desviación
(10%) Estimación
Precio Fibra de Carbono 14,4 350 1,4 5060,16 Aluminio 60,47 3,5 6,047 577,30709 Fibra de Vidrio 38 20 3,8 904,4
Tabla 6.1: Presupuesto.
Esta estimación de los materiales en bruto, es orientativa, como bien se ha
detallado al principio del punto es necesario un tratamiento especial de cada uno
de los materiales, que solo puede ser proporcionado por fabricantes
especializados.
UNIVERSIDAD PONTIFICIA COMILLAS ‐ Escuela Técnica Superior de Ingeniería (ICAI) Cálculo y
Diseño de la estructura interna y fuselaje de un helicóptero ligero
158
Se ha solicitado estudio y presupuesto para la estructura interna y fuselaje según
el tipo de material que lo compone:
- En fibra de carbono a Mitsubishi y a Zoltek.
- Fibra de vidrio a Superior Glass Works.
- En aluminio se solicitó a Alcom.
No se hizo un estudio pertinente por parte de los diversos fabricantes, debido a
la envergadura del proyecto, ya que al tratarse de un proyecto con fines
estudiantiles no podían dedicarle tiempo y recursos.
UNIVERSIDAD PONTIFICIA COMILLAS ‐ Escuela Técnica Superior de Ingeniería (ICAI) Cálculo y
Diseño de la estructura interna y fuselaje de un helicóptero ligero
160
7 PLANOS
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Diseño de la estructura interna y fuselaje de un helicóptero ligero
161
UNIVERSIDAD PONTIFICIA COMILLAS ‐ Escuela Técnica Superior de Ingeniería (ICAI) Cálculo y
Diseño de la estructura interna y fuselaje de un helicóptero ligero
162
7.1 Planos de Diseño
DRAWNCHECKEDENG APPRMGR APPR
UNLESS OTHERWISE SPECIFIEDDIMENSIONS ARE IN MILLIMETERS
ANGLES ±X.X°2 PL ±X.XX 3 PL ±X.XXX
NAMEJoaquín Villar
DATE02/23/15 Solid Edge
TITLE
SIZEA2
DWG NO REV
FILE NAME: linealfinal15.dft
SCALE: WEIGHT: SHEET 1 OF 1
REVISION HISTORY
REV DESCRIPTION DATE APPROVED
3500
249,29
199,16 159,07
1650
400
300
75°
L 2050,94
L 353,93
30
500,01
204,1
2
499,2
240,3
5
135°
200,1
1347
,26A A
SECTION A-A
72°
R 10
R 15
1530
500
753,6
2010
600
VERIF.
Estructura PESO:
A3
HOJA 1 DE 1ESCALA:1:50
N.º DE DIBUJO
TÍTULO:
REVISIÓNNO CAMBIE LA ESCALA
MATERIAL:
FECHAFIRMANOMBRE
APROB.
FABR.
VIVAS
ACABADO:ROMPER ARISTAS
CALID.
REBARBAR Y TOLERANCIAS:
DIBUJ.
42
13
12
11
10
9 7 6 58 32125
26
27
3839
40
41
43
650 200
Familia estructural Elementos Dimensión de tuboPuro de Cola 1,-,14 20x10
Resto estructura 15,-,43 30x20
ESTRUCTURA INTERNA
2.0
JOAQUIN 05/08/2015
17
414
15
16
24
R240
75°
1244,49
150
79
,76
20
0,0
2
17
9,7
7
22
5,0
1
12
5
1000
900
622,98 622,98
504,77 504,77
R1600
850 75°
19 1820
16
52
,99
17
99
,98
600 600
20
0
30
0
10
00
1
51
7,1
7
15
4,9
7
120°
36
21
22
2328
29
30
31
3233
34
35
37
Edición educacional de SolidWorks Sólo para uso en la enseñanza
HOJA 1 DE 1
JOAQUIN
PESO:
A3EnsamblajeESCALA:1:50
N.º DE DIBUJO
TÍTULO:
REVISIÓNNO CAMBIE LA ESCALA
MATERIAL:
FECHAFIRMANOMBRE
DIBUJ.
VERIF.
VIVAS
ACABADO:ROMPER ARISTAS REBARBAR Y
APROB.
FABR.
CALID.
ANGULAR:
SI NO SE INDICA LO CONTRARIO:LAS COTAS SE EXPRESAN EN MMACABADO SUPERFICIAL:TOLERANCIAS: LINEAL:
16/08/2015
Edición educacional de SolidWorks Sólo para uso en la enseñanza
UNIVERSIDAD PONTIFICIA COMILLAS ‐ Escuela Técnica Superior de Ingeniería (ICAI) Cálculo y
Diseño de la estructura interna y fuselaje de un helicóptero ligero
163
UNIVERSIDAD PONTIFICIA COMILLAS ‐ Escuela Técnica Superior de Ingeniería (ICAI) Cálculo y
Diseño de la estructura interna y fuselaje de un helicóptero ligero
164
7.2 Planos del Fuselaje
10/08/2015
Fuselaje 1.PESO:
A3
HOJA 1 DE 1ESCALA:1:50
N.º DE DIBUJO
TÍTULO:
REVISIÓNNO CAMBIE LA ESCALA
MATERIAL:
FECHAFIRMANOMBRE
DIBUJ.
VERIF.
VIVAS
ACABADO:ROMPER ARISTAS REBARBAR Y
APROB.
FABR.
CALID.
ANGULAR:
SI NO SE INDICA LO CONTRARIO:LAS COTAS SE EXPRESAN EN MMACABADO SUPERFICIAL:TOLERANCIAS: LINEAL:
JOAQUIN
890
R240
JOAQUIN 16/07/2015
FIBRA DE VIDRIO
Morro Inferior
3,3Kg
0.3
DESIGNACIÓN1,2,3,4 ANCLAJES
3
HOJA 1 DE 1
VERIF.
PESO:
A3Morro InferiorESCALA:1:10
N.º DE DIBUJO
TÍTULO:
REVISIÓNNO CAMBIE LA ESCALA
MATERIAL:
FECHAFIRMANOMBRE
APROB.
VIVAS Y PULIRACABADO:TOLERANCIA:
CALID.
FABR.
ROMPER ARISTAS
DIBUJ.
128
0 1
,5
4
MARCA
690
200
105
°
2
1
91,
44
889
,65
R160
0
1283
CÚPULA
FIBRA DE VIDRIO
0.3
6,77Kg
15/07/2015
MARCA DESIGNACIÓNANCLAJES
VERIF.
HOJA 1 DE 1PESO:
A3cupula 1,5mmESCALA:1:20
N.º DE DIBUJO
TÍTULO:
REVISIÓNNO CAMBIE LA ESCALA
MATERIAL:
FECHAFIRMANOMBRE
APROB.
FABR.
CALID.
PULIR
ACABADO:
VIVAS Y
:ROMPER ARISTASTOLERANCIAS
DIBUJ.
3
4
1
2
164
1,16
JOAQUIN
1,2,3,4
JOAQUIN 16/07/2015
FIBRA DE VIDRIO
9,25Kg
MARCA DESIGNACIÓN1,2,3,4,5,6,7,8 ANCLAJESANCLAJES1,2,3,4,5,6,7,8
DESIGNACIÓNMARCA
3
7
184
0
95
75°
150
0
HOJA 1 DE 1
VERIF.
PESO:
A3LATERALESCALA:1:20
N.º DE DIBUJO
TÍTULO:
REVISIÓNNO CAMBIE LA ESCALA
MATERIAL:
FECHAFIRMANOMBRE
APROB.
FABR.
CALID.
PULIR
ACABADO:TOLERANCIA: ROMPER ARISTASVIVAS Y
DIBUJ.
84
128
5
900
2,5
0
5
1
2
6
14,
9
15°
900
1518,76
288,90
292,90
324,84
16/07/2015JOAQUIN
FIBRA DE VIDRIO
TRANSICIÓN 2mm
9,52Kg
0.3
DESIGNACIÓNANCLAJESANCLAJES
DESIGNACIÓN
TransiciónHOJA 1 DE 1PESO:
A3
VERIF.
ESCALA:1:20
N.º DE DIBUJO
TÍTULO:
REVISIÓNNO CAMBIE LA ESCALA
MATERIAL:
FECHAFIRMANOMBRE
APROB.
FABR.
CALID.
pulir
ACABADO:TOLERANCIA: Romper aristas vivas y
DIBUJ.
2
3
1
4
128
4
MARCA1,2,3,4
4,2Kg
0.3
DESIGNACIÓNANCLAJES
DESIGNACIÓNANCLAJES
FABR.
APROB.
VERIF.
Puro de ColaPESO:
A3
HOJA 1 DE 1ESCALA:1:20
N.º DE DIBUJO
TÍTULO:
REVISIÓNNO CAMBIE LA ESCALA
MATERIAL:
FECHA
CALID.
TOLERANCIA: ACABADO:
FIRMANOMBRE
PULIR
ROMPER ARISTASVIVAS Y
DIBUJ.
292,83
179,
52
18
2,52
2750
2
4
3
1
16/07/2015
PURO DE COLA
MARCA
JOAQUIN
FIBRA DE VIDRIO
1,2,3,4
UNIVERSIDAD PONTIFICIA COMILLAS ‐ Escuela Técnica Superior de Ingeniería (ICAI) Cálculo y
Diseño de la estructura interna y fuselaje de un helicóptero ligero
166
7.3 Planos Finales de Estructura y Fuselaje
Familia estructural Elementos Dimensión de tuboPuro de Cola 1,-,14 20x15
Patines 15,-,17 30x25 Cuadernas 18,-,23 35x25
sección delantera 24,-,30 30x25 Suelo y Techo 31,-,43 30x20
ESTRUCTURA INTERNA
Ti6Al4V74,13Kg
2.0
JOAQUIN 05/08/2015
74,13Kg
19 1820
300
179
9,98
600 600
200
100
0
165
2,99
151
7,17
154
,97
120°
HOJA 1 DE 1
titanioPESO:
A3
VERIF.
ESCALA:1:50
N.º DE DIBUJO
TÍTULO:
REVISIÓNNO CAMBIE LA ESCALA
MATERIAL:
FECHAFIRMANOMBRE
APROB.
FABR.
VIVAS
ACABADO:ROMPER ARISTAS
CALID.
REBARBAR Y TOLERANCIAS:
DIBUJ.
17
414
15
16
24
R24
0
75°
1244,49
150
79,
76
200
,02
179
,77
225
,01
125
1000
900
622,98 622,98
504,77 504,77
R1600
850 75°
36
21
22
2328
29
30
31
3233
34
35
37
1112
42
1310
9 7 6 58 32125
2627
3839
40
41
43
650 200
Edición educacional de SolidWorks Sólo para uso en la enseñanza
Familia estructural Elementos Dimensión de tuboPuro de Cola 1,-,14 20x15
Patines 15,-,17 30x25 Cuadernas 18,-,23 35x20
sección delantera 24,-,30 30x25 Suelo y Techo 31,-,43 30x10
ESTRUCTURA INTERNA
Al-706760,43Kg
2.0
JOAQUIN 05/08/2015
60,43Kg
17
414
15
16
24
200
,02
1244,49
R24
0
75°
79,
76
150
179
,77
225
,01
125
1000
900
622,98 622,98
504,77 504,77
R1600
850 75°
42
13
1211
10
9 7 6 58 32125
2627
3839
40
41
43
650 200
VERIF.
aluminioPESO:
A3
HOJA 1 DE 1ESCALA:1:50
N.º DE DIBUJO
TÍTULO:
REVISIÓNNO CAMBIE LA ESCALA
MATERIAL:
FECHAFIRMANOMBRE
APROB.
FABR.
VIVAS
ACABADO:ROMPER ARISTAS
CALID.
REBARBAR Y TOLERANCIAS:
DIBUJ.
19 1820
179
9,98
165
2,99
600 600
200
30
0
100
0 1
517,
17
154
,97
120°
36
21
22
2328
29
30
31
3233
34
35
37
Edición educacional de SolidWorks Sólo para uso en la enseñanza
HOJA 1 DE 1
Fibra de carbonoPESO:
A3
VERIF.
ESCALA:1:50
N.º DE DIBUJO
TÍTULO:
REVISIÓNNO CAMBIE LA ESCALA
MATERIAL:
FECHAFIRMANOMBRE
APROB.
FABR.
VIVAS
ACABADO:ROMPER ARISTAS
CALID.
REBARBAR Y TOLERANCIAS:
DIBUJ.
19 1820
165
2,99
179
9,98
600 600
200
30
0
100
0 1
517,
17
154
,97
120°
Familia estructural Elementos Dimensión de tuboPuro de Cola 1,-,14 20x17,5
Patines 15,-,17 30x27,5 Cuadernas 18,-,23 35x32,5
sección delantera 24,-,30 30x27,5 Suelo y Techo 31,-,43 30x20
ESTRUCTURA INTERNA
Fibra carbono14,4Kg
2.0
JOAQUIN 05/08/2015
14,4Kg
17
414
15
16
24
200
,02
1244,49
150
79,
76
R24
0
75°
900
179
,77
125
1000
225
,01
622,98 622,98
504,77 504,77
R1600
850 75°
32
21
22
2328
29
30
31
36 33
34
35
37
42
13
1211
10
9 7 6 58 32125
2627
3839
40
41
43
650 200
Edición educacional de SolidWorks Sólo para uso en la enseñanza
ALUMINIO ASMHOJA 1 DE 1PESO:
A3
VERIF.
ESCALA:1:50
N.º DE DIBUJO
TÍTULO:
REVISIÓNNO CAMBIE LA ESCALA
MATERIAL:
FECHAFIRMANOMBRE
APROB.
FABR.
CALID.
TOLERANCIAS: ACABADO:
DIBUJ.
Al7075-FS 69
ENSAMBLAJE TRIANGULARJOAQUIN 16/07/2015
98,43Kg
ENSAMBLAJE TRIANGULARJOAQUIN 16/07/2015
F. CARBONO-FS 69
47,62 Kg
APROB.
PESO:
VERIF.
FIBRA CARBONOFABR.
A3
HOJA 1 DE 1ESCALA:1:50
N.º DE DIBUJO
TÍTULO:
REVISIÓNNO CAMBIE LA ESCALA
MATERIAL:
FECHA
CALID.
TOLERANCIAS: ACABADO:
FIRMANOMBRE
DIBUJ.
UNIVERSIDAD PONTIFICIA COMILLAS ‐ Escuela Técnica Superior de Ingeniería (ICAI) Cálculo y
Diseño de la estructura interna y fuselaje de un helicóptero ligero
167
UNIVERSIDAD PONTIFICIA COMILLAS ‐ Escuela Técnica Superior de Ingeniería (ICAI) Cálculo y
Diseño de la estructura interna y fuselaje de un helicóptero ligero
168
8 ANEXOS
Selec
tor G
uide
Aer
ospac
e
HexForce® HexMC® / HexTOOL® HexPly®Redux®HexFlow®HexTow®HiTape®HexWeb®
Fibrelam® HexCoat®PolySpeed®Modipur®
HexFlow®
HexForce® HexMC® / HexTOOL® HexPly®Redux®HexFlow®HexTow®HiTape®HexWeb®
Fibrelam® HexCoat®PolySpeed®Modipur®
HexForce®
HexForce® HexMC® / HexTOOL® HexPly®Redux®HexFlow®HexTow®HiTape®HexWeb®
Fibrelam® HexCoat®PolySpeed®Modipur®
HexPly®
About HEXCEL
Hexcel is the largest US producer of carbon fibre;
the world’s largest weaver of structural fabrics; the number one producer of composite materials
such as prepregs, film adhesives and
honeycomb; and a leading manufacturer of composite
parts and structures.
As the most vertically integrated supplier in the industry Hexcel
manufactures the full spectrum of advanced material solutions. This means that we can offer
enhanced design flexibility and support to our
customers worldwide.
Hexcel’s research and technology function
supports our businesses worldwide with a highly developed expertise in
materials science, textiles, process engineering and
polymer chemistry.
Hexcel has pioneered the development of prepregs
for over 60 years. The HexPly® trademark is renowned in high
performance industries.
With in-house weaving capabilities for the
manufacture of unidirectional and woven
reinforcement fabrics in glass, carbon and
aramid fibres and hybrids - all marketed under the HexForce® brand
name - Hexcel provides customers with a total package of composite
solutions.
Our global technical support team is on hand
to assist with material selection, processing,
and can provide training to those who are new to composites technology.
Hexcel in Aerospace
Hexcel is a world leader in the manufacture of advanced composite materials for the Commercial Aerospace, Helicopters, Space and Defense markets. From carbon fibres and reinforcement fabrics, through to RTM resins, prepregs, tooling materials and structural parts, Hexcel is present at every stage. Our fibre reinforced composite materials are complemented by our honeycomb technologies which extend from lightweight core materials to aircraft flooring panels, engineered core and Acousti-Cap® noise dampening systems. Hexcel is the only composites supplier that supplies this wide range of fibre reinforced matrix technologies together with an extensive range of honeycomb, adhesives and engineered products.
The focus of this selector guide is Hexcel’s resin matrices, direct processes and reinforcements for aerospace prepregs.
1/ HexPly® Prepregs
Hexcel pioneered the development of composite materials to meet the requirements of early aircraft manufacturers. Ground-breaking projects included the construction of a full scale wing spar in flax fibre reinforced phenol formaldehyde resin for a Bristol “Blenheim” bomber. Weight-saving was a major driver in the exploration and development of these new materials, alongside the need for higher mechanical properties and greater design flexibility. Sixty years on, the aerospace industry remains the greatest consumer of Hexcel prepregs, for civil aircraft, military jets, helicopters, aero-engines or space satellite and launchers. Hexcel’s range of resin formulations for aerospace prepregs includes a wide range of epoxies for highly loaded parts and supreme toughness; BMI systems for high temperature performance; phenolics for fire, smoke and toxicity performance in aircraft interiors; and cyanate esters for space structures and satellite applications. HexPly® prepregs are available with HexForce® woven and multiaxial reinforcements, or as unidirectional tapes in various forms.
2/ HexFlow® Liquid Resins
Hexcel is a global leader in providing composite solutions for aerospace and other high performance applications. Hexcel pioneered the development of resin formulations for composites and is the premier worldwide supplier of prepregs, RTM and RFI systems. Hexcel is also a major manufacturer of carbon fibre and a leader in reinforcement fabrics and nonwovens for composites. Our unrivalled integrated product range means that Hexcel is the composite specialist.
Direct processes, covering a wide variety of techniques to combine resin and reinforcement, including RTM VaRTM and RFI, are the focus of this brochure which complements Hexcel’s prepreg technology manual.
3/ HexForce® Reinforcements
The aerospace industry relies on Hexcel’s woven glass, carbon, aramid and hybrid fibre fabrics for use in advanced composites. Due to the high strength, thermal and electrical insulating properties, and fire resistance of fibre glass and carbon fabrics, today’s commercial aircraft industry uses HexForce® in the design and manufacture of radomes, interior panelling systems, secondary structures (wing-to-body or belly fairing, leading edges, parts and flight control systems), engine and nacelles.
HexPly ® Prepregs
Magnamite ® Carbon Fibre
HexWeb ® Honeycomb
Peel ply
HexFIT ®
ReinforcementsHexCoat TM Gel CoatsHexFlow ®resins for LRI
HexFlow®Liquid ResinsHexFlow®
Liquid Resins ReinforcementsReinforcements
REDUX
2-3
Civil Aircraft
Hexcel is the preferred supplier of composite materials to the civil aerospace industry, with materials present in virtually every commercial aircraft currently built in the western world.
The drawings are generic, to allow the maximum number of potential applications to be identified. The drawings are not intended to represent a specific aircraft.These generic drawings illustrate typical applications for HexForce® fabrics, HexPly® prepregs and HexFlow® Liquid Resins. For information on the full range of Hexcel products for aerospace (carbon fibres, adhesives, honeycombs, etc) please request a copy of our CD.
PRIMARY STRUCTURES
INTERIORS
SECONDARY STRUCTURES
Defence Aircraft
In their quest for superior performance, defence aircraft designers were the fi rst to experiment with new materials and to demonstrate the effectiveness of composites.
The drawings are generic, to allow the maximum number of potential applications to be identifi ed. The drawings are not intended to represent a specifi c aircraft.These generic drawings illustrate typical applications for HexForce® fabrics, HexPly® prepregs and HexFlow® Liquid Resins. For information on the full range of Hexcel products for aerospace (carbon fi bres, adhesives, honeycombs, etc) please request a copy of our CD.
Aero-engines
By the 1970’s designers had turned to composites for the weight-savings necessary for the large nacelles required by the new generation of large high power turbofans. Today, engine nacelles and thrust reversers include so many major composite components that carbon fi bre epoxy prepregs account for typically half the volume of the entire nacelle structure.The next step for aero-engine designers has been to apply composites technology to more complex structures within the engine itself.
Helicopters
Both civil and defence helicopters consume large quantities of Hexcel’s prepregs, adhesives, honeycombs and engineered core components. Many structural parts are manufactured from prepreg, including the rear beam, the transmission shaft, fuselage, and main rotor components.
Space
Launching satellites into space creates the ultimate performance challenge for composite materials. In addition to the crucial weight savings, the materials also have to withstand extreme temperature fl uctuations. The performance requirements can be accommodated by Hexcel’s wide range of matrix systems.
Index
4-5
• HexPly® Prepregs - Epoxies - Phenolics - BMI - Cyanates
• HexFlow® Liquid Resins - Epoxies - BMI
• HexForce® Fabrics - HS Carbon Fabrics - IM HM UHM Carbon Fabrics - Injectex Fabrics - Carbon- Glass Hybrid Fabrics - Carbon- Aramid Hybrid Fabrics - Aramid Fabrics - Quartz Fabrics - Peel Ply - E and S-2 Glass Fabrics - Finish For E and S-2 Glass Fabrics
p.6-7
p.6-7
p.8-9
p.10-11
p.12-13
IndexIndexIndexIndex
HT93[80 (175) IN
SERVICE]125 (255) 120 X X X 30 14 FABRIC
200200 (390) IN
SERVICE]150 (300) 30 X X 30 12 FABRIC
M65 300 (572) 191 (375) X X 30 12 UD TAPE/FABRIC/SLIT TAPE
BMI
HEXPLY® RESINSYSTEM
DRY TG ONSET (DMA) °C (°F)
TYPICAL CURE CYCLETemp °C (°F) Time (mins)
AUTOCLAVE/ PRESS VACUUM ONLY
FLOW
CONTROLLED
HIGH
OUTLIFE AT ROOM TEMPERATURE
days
STORAGE AT -18°C
(0°F) months
STANDARDPREPREG FORMS
Prepreg Resins
M26T 105 (220) 125 (255) 90 X X X 30 12 FABRIC M26T self adhesive, self extenguishing fairings / sandwich structures X X
M76 130 (265) 135 (275) 180 X X 21 12 UD TAPE/FABRIC M76 high toughness, self adhesive, fl exible cure space applications X
913 150 (300) 125 (255) 60 X X 30 12 UD TAPE/FABRIC/TOWPREG 913 versatile system with high environmental resistance structural components / fairings / helicopter blades
X X X
M92 160 (320) 125 (255) 90 X X X 60 12 UD TAPE/FABRIC/TOWPREG M92 self adhesive, self extenguishing versatile system with high environmental resistance
fairings / sandwich structuresstructural components
X X
M20 150 (300) 130 (265) 120 X X X 42 12 UD TAPE/FABRIC M20 high temperature performance from low temperature cure composite repair X X
8551-7 155 (315) 180 (350) 120 X X 30 12 UD TAPE/FABRIC/ TOWPREG/SLIT TAPE
8551-7 extreme damage resistance, very high toughness structural components / engine parts /fan blades
X X
M91 185-190 180 (350) 120 X X 42 12 UD TAPE/SLIT TAPE M91 latest product for aerospace structure and aeroengine, excellent toughness with very high residual compression strength after impact
Aircraft and aeroengine primary sructure X X
M21 190 (375) 180 (350) 120 X X 30 12 UD TAPE/FABRICSLIT TAPE
M21 preferred product for aerospace structures. high toughness and excellent translation of IM fi bre
primary structures X X
8552 195 (385) 180 (350) 120 X X 30 12 UD TAPE/FABRIC/ TOWPREG/SLIT TAPE
8552 preferred product for aerospace structures. structural parts X X X X X
M56 198 180 (350) 180 X X X 35 12 UD TAPE/FABRICSLIT TAPE
M56 hight temperature performance from Out of the autoclave cure, low density
primary and secondary structures out of autoclave
X X X
M18 200 (390) 180 (350) 120 X X 30 12 UD TAPE/FABRIC/TOWPREG M18 low moisture uptake, low density space applications X
M18/1 200 (390) 180 (350) 120 X X 30 12 FABRIC M18/1 self extinguishing. very high temperature wet performance.
helicopter structural parts X
922-1 210 (410) 180 (350) 120 X X 10 12 UD TAPE/FABRIC 922-1 high service temperature engine / nacelle structures X X
996* 165 (330) 180 (350) 120 X X 14 6 UD TAPE/FABRIC
954-3 205 (400) 180 (350) 120 X X 14 12 UD TAPE/FABRIC
954-6* 150 (300) 121 (250) 180 X X 14 12 UD TAPE/FABRIC
CYANATES
HexPly ® Prepregs
Magnamite ® Carbon Fibre
HexWeb ® Honeycomb
Peel ply
HexFIT ®
ReinforcementsHexCoat TM Gel CoatsHexFlow ®resins for LRI
HexFlow®Liquid ResinsHexFlow®
Liquid Resins ReinforcementsReinforcements
REDUX
Liquid Resins
EPOXIES
RTM6 200°C 160°C 2H X X RTM6 15 days at 23°C 9 months -18°C UN4.1 Monocomponent
RTM6-2 200°C 160°C 2H X X RTM6-2 15 days at 23°C 9 months -18°C no Bi-component
VRM37* 190°C 180°C 2H X X VRM37 14 days at 23°C 6 months -18°C no Bi-component
VRM22* 132°C60°C 4H+postcure 2H 121°C
X X VRM22* 14 days at 23°C 6 months -18°C no Bi-component
RTM 230 ST 150°C 190°C 2H X RTM 230 ST 30 days at 23°C 18 months -18°C no Monocomponent
HEXPLY® RESINSYSTEM
DRY TG ONSET (DMA)°C (°F)
TYPICAL CURE CYCLETemp °C (°F) Time (mins)
MOLDING PROCESSRTM.............. Infusion
HEXPLY® RESINSYSTEM OUTLIFE AT RT STORAGE COND. TRANSPORT RESTRICTIONS PRODUCT
FORM
RTM 651 285°C190°C 4H+postcure 16H 230°C
X RTM 651 12 months - -18°C no Monocomponent
Liquid Resins Liquid Resins
* AVAILABLE IN US ONLY. (1) + POST-CURE
BMI
EPOXIES
CURE PROCESS
PHENOLICS
F655 290 (550) 190 (375) X X 30 12 UD TAPE/FABRIC
240 (1)
240 (1)
HexFlow® product data
6-7
HT93[80 (175) IN
SERVICE]125 (255) 120 X X X 30 14 FABRIC
200200 (390) IN
SERVICE]150 (300) 30 X X 30 12 FABRIC
M65 300 (572) 191 (375) X X 30 12 UD TAPE/FABRIC/SLIT TAPE
HEXPLY® RESINSYSTEM
DRY TG ONSET (DMA) °C (°F)
TYPICAL CURE CYCLETemp °C (°F) Time (mins)
AUTOCLAVE/ PRESS VACUUM ONLY
FLOW
CONTROLLED
HIGH
OUTLIFE AT ROOM TEMPERATURE
days
STORAGE AT -18°C
(0°F) months
STANDARDPREPREG FORMS
M26T 105 (220) 125 (255) 90 X X X 30 12 FABRIC M26T self adhesive, self extenguishing fairings / sandwich structures X X
M76 130 (265) 135 (275) 180 X X 21 12 UD TAPE/FABRIC M76 high toughness, self adhesive, fl exible cure space applications X
913 150 (300) 125 (255) 60 X X 30 12 UD TAPE/FABRIC/TOWPREG 913 versatile system with high environmental resistance structural components / fairings / helicopter blades
X X X
M92 160 (320) 125 (255) 90 X X X 60 12 UD TAPE/FABRIC/TOWPREG M92 self adhesive, self extenguishing versatile system with high environmental resistance
fairings / sandwich structuresstructural components
X X
M20 150 (300) 130 (265) 120 X X X 42 12 UD TAPE/FABRIC M20 high temperature performance from low temperature cure composite repair X X
8551-7 155 (315) 180 (350) 120 X X 30 12 UD TAPE/FABRIC/ TOWPREG/SLIT TAPE
8551-7 extreme damage resistance, very high toughness structural components / engine parts /fan blades
X X
M91 185-190 180 (350) 120 X X 42 12 UD TAPE/SLIT TAPE M91 latest product for aerospace structure and aeroengine, excellent toughness with very high residual compression strength after impact
Aircraft and aeroengine primary sructure X X
M21 190 (375) 180 (350) 120 X X 30 12 UD TAPE/FABRICSLIT TAPE
M21 preferred product for aerospace structures. high toughness and excellent translation of IM fi bre
primary structures X X
8552 195 (385) 180 (350) 120 X X 30 12 UD TAPE/FABRIC/ TOWPREG/SLIT TAPE
8552 preferred product for aerospace structures. structural parts X X X X X
M56 198 180 (350) 180 X X X 35 12 UD TAPE/FABRICSLIT TAPE
M56 hight temperature performance from Out of the autoclave cure, low density
primary and secondary structures out of autoclave
X X X
M18 200 (390) 180 (350) 120 X X 30 12 UD TAPE/FABRIC/TOWPREG M18 low moisture uptake, low density space applications X
M18/1 200 (390) 180 (350) 120 X X 30 12 FABRIC M18/1 self extinguishing. very high temperature wet performance.
helicopter structural parts X
922-1 210 (410) 180 (350) 120 X X 10 12 UD TAPE/FABRIC 922-1 high service temperature engine / nacelle structures X X
HexPly® product dataHEXPLY® RESINSYSTEM
ATTRIBUTES TYPICAL APPLICATIONS
COM
MER
CIAL
AI
RCRA
FT
INTE
RIOR
S
HELI
COPT
ERS
MIL
ITAR
Y JE
TS
NACE
LLES
EN
GINE
S
SPAC
E
UAV’
S
996* 165 (330) 180 (350) 120 X X 14 6 UD TAPE/FABRIC
954-3 205 (400) 180 (350) 120 X X 14 12 UD TAPE/FABRIC
954-6* 150 (300) 121 (250) 180 X X 14 12 UD TAPE/FABRIC
RTM6 200°C 160°C 2H X X RTM6 15 days at 23°C 9 months -18°C UN4.1 Monocomponent
RTM6-2 200°C 160°C 2H X X RTM6-2 15 days at 23°C 9 months -18°C no Bi-component
VRM37* 190°C 180°C 2H X X VRM37 14 days at 23°C 6 months -18°C no Bi-component
VRM22* 132°C60°C 4H+postcure 2H 121°C
X X VRM22* 14 days at 23°C 6 months -18°C no Bi-component
RTM 230 ST 150°C 190°C 2H X RTM 230 ST 30 days at 23°C 18 months -18°C no Monocomponent
HEXPLY® RESINSYSTEM
DRY TG ONSET (DMA)°C (°F)
TYPICAL CURE CYCLETemp °C (°F) Time (mins)
MOLDING PROCESSRTM.............. Infusion
HEXPLY® RESINSYSTEM OUTLIFE AT RT STORAGE COND. TRANSPORT RESTRICTIONS PRODUCT
FORM
RTM 651 285°C190°C 4H+postcure 16H 230°C
X RTM 651 12 months - -18°C no Monocomponent
product data product data
HT93low FST aircraft interior panels / partitions X
200low FST, excellent ablative properties fi re proof panels & components X
996 low water pick up space and satellite applications X
954-3 low water pick up space and satellite applications X
954-6* low water pick up space and satellite applications X
M65 high temperature, resistant BMI system parts subjected to very high temperatures X X X X
F655 290 (550) 190 (375) X X 30 12 UD TAPE/FABRIC F655 high temperature X Xprimary / secondary structures, engine components toughened
84 2.48 84 PLAIN 50 50 6.3 6.3 HS 1K HS 1K 0.09
98 2.89 G0801 PLAIN 50 50 7.4 7.4 HS 1K HS 1K 0.10
98 2.89 43098 PLAIN X 50 50 2.3 2.3 HS 3K HS 3K 0.09
130 3.83 G0806 130 PLAIN 50 50 10 10 HS 1K HS 1K 0.13
193 5.69 G0814/G0904/43193 282/AGP193 PLAIN X 51 49 4.9 4.8 HS 3K HS 3K 0.20
193 5.69 XAGP282P BIAS PW 51 49 4.9 4.8 HS 3K HS 3K 0.20
193 5.69 43195 284 TWILL 2X2 X 51 49 4.9 4.8 HS 3K HS 3K 0.20
220 6.49 G0939/G0802 4 H SATIN 50 50 5.5 5.5 HS 3K HS 3K 0.23
280 8.26 G0833/G0933/43280 AGP 280 5H SATIN 50 50 7.0 7.0 HS 3K HS 3K 0.29
285 8.41 G0803/G0963 433 5H SATIN 50 50 7.2 7.2 HS 3K HS 3K 0.29
286 8.44 G0986 463 TWILL 2X2 X 50 50 3.5 3.5 HS 6K HS 6K 0.29
300 8.85 48302 TWILL 2X2 X 50 50 1.8 1.8 HS 12K HS 12K 0.30
370 10.91 43364/43370 584 8H SATIN 50 50 9.5 9.5 HS 3K HS 3K 0.37
370 10.91 G0926/46364 613 5H SATIN 50 50 4.6 4.6 HS 6K HS 6K 0.37
WEIGHTgsm oz/yd²
STYLE EU US WEAVE PRIMETEX® OPTION
WEIGHT RATE warp % weft
FIBER COUNT warp weft yarns/cm
REINFORCEMENT YARNwarp weft
THICKNESSmm
HS Carbon Fabrics
IM-HM-UHM Carbon Fabrics
ULTRA HIGH MODULUS FIBRES
HIGH MODULUS FIBRES
160 4.72 G0827/G0947 UD PLAIN 97 3 7.9 4 HS 3K EC5 5.5x2 0.16
170 5.01 42165 UD PLAIN 98 2 8.1 4 HS 3K EC5 5.5x2 0.17
300 8.85 48330 UD PLAIN 96 4 4 4 HS 12K EC9 34 0.31
UNIDIRECTIONAL FABRICS - HIGH STRENGTH FIBRES
BALANCED FABRICS - HIGH STRENGTH FIBRES BALANCED FABRICS - HIGH STRENGTH FIBRES BALANCED FABRICS - HIGH STRENGTH FIBRES BALANCED FABRICS - HIGH STRENGTH FIBRES BALANCED FABRICS - HIGH STRENGTH FIBRES
193 5.69 46195 TWILL 2X2 X 50 50 4.3 4.3 IM7 6K IM7 6K 0.20
196 5.78 XSGP196 P PLAIN 50 50 4.3 4.3 IM7 6K IM7 6K 0.20
203 5.99 SGP203CS CROW FOOT 50 50 4.5 4.5 IM7 6K IM7 6K 0.23
203 5.99 XC1400 BIAS CROWFOOT 50 50 4.5 4.5 IM7 6K IM7 6K 0.23
370 10.91 46370 SGP3708H 8H SATIN 50 50 8.3 8.3 IM7 6K IM7 6K 0.37
200 5.99 48200 TWILL 2X2 X 50 50 2.35 2.35 HM63 12K HM63 12K 0.20
285 8.41 48297 5H SATIN X 50 50 3.35 3.35 HM63 12K HM63 12K 0.28
90 2.65 43090 PLAIN X 50 50 4.5 4.5 M60JB 3K M60JB 3K 0.10
150 4.42 46150 PLAIN 50 50 4.5 4.5 M55JB 6K M55JB 6K 0.15
195 5.75 G0969 UD PLAIN 89 11 8 3 M55J 6K HS 1K 0.21
200 5.90 GB201/GB200 PLAIN X 50 50 4.7 4.7 HS 3K HS 3K 0.20
286 8.44 G0986 463 TWILL 2X2 X 50 50 3.5 3.5 HS 6K HS 6K 0.29
290 8.55 G1157 UD PLAIN X 96 4 6.7 3 HS 6K EC9 34 0.31
370 10.91 G0926 613 5H SATIN X 50 50 4.6 4.6 HS 6K HS 6K 0.38
600 17.70 G1151 FORMABLE X 50 50 7.4 7.4 HS 6K HS 6K 0,60
Injectex® Fabrics for infusion or injection technology - Epoxy E01 binder for preformsCARBON FABRICS
POWDERING
“PRIMETEX® IS A RANGE OF CARBON FABRICS THAT HAVE BEEN PROCESSED FOR A SMOOTH, CLOSED WEAVE AND ENHANCED UNIFORM APPEARANCE: FIBRE TOWS ARE FLATLY WOVEN AND SPREAD IN BOTH WARP AND WEFT DIRECTIONS. HEXCEL SUPPLIES PRIMETEX® FABRICS WITH THE PHYSICAL PROPERTIES MENTIONED IN THE TECHNICAL DATASHEET. SHOULD YOU WISH TO ACHIEVE SPECIFIC COSMETIC EFFECTS WITH PRIMETEX®, PLEASE CONTACT HEXCEL”
98 2.89 46098 PLAIN X 50 50 2.2 2.2 IM7 6K IM7 6K 0.10INTERMEDIATE MODULUS FIBRES
84 2.48 84 PLAIN 50 50 6.3 6.3 HS 1K HS 1K 0.09
98 2.89 G0801 PLAIN 50 50 7.4 7.4 HS 1K HS 1K 0.10
98 2.89 43098 PLAIN X 50 50 2.3 2.3 HS 3K HS 3K 0.09
130 3.83 G0806 130 PLAIN 50 50 10 10 HS 1K HS 1K 0.13
193 5.69 G0814/G0904/43193 282/AGP193 PLAIN X 51 49 4.9 4.8 HS 3K HS 3K 0.20
193 5.69 XAGP282P BIAS PW 51 49 4.9 4.8 HS 3K HS 3K 0.20
193 5.69 43195 284 TWILL 2X2 X 51 49 4.9 4.8 HS 3K HS 3K 0.20
220 6.49 G0939/G0802 4 H SATIN 50 50 5.5 5.5 HS 3K HS 3K 0.23
280 8.26 G0833/G0933/43280 AGP 280 5H SATIN 50 50 7.0 7.0 HS 3K HS 3K 0.29
285 8.41 G0803/G0963 433 5H SATIN 50 50 7.2 7.2 HS 3K HS 3K 0.29
286 8.44 G0986 463 TWILL 2X2 X 50 50 3.5 3.5 HS 6K HS 6K 0.29
300 8.85 48302 TWILL 2X2 X 50 50 1.8 1.8 HS 12K HS 12K 0.30
370 10.91 43364/43370 584 8H SATIN 50 50 9.5 9.5 HS 3K HS 3K 0.37
370 10.91 G0926/46364 613 5H SATIN 50 50 4.6 4.6 HS 6K HS 6K 0.37
WEIGHTgsm oz/yd²
STYLE EU US WEAVE PRIMETEX® OPTION
WEIGHT RATE warp % weft
FIBER COUNT warp weft yarns/cm
REINFORCEMENT YARNwarp weft
THICKNESSmm
HexForce® product data
IM-HM-UHM Carbon Fabrics HexForce® product data
HexForce® product data
160 4.72 G0827/G0947 UD PLAIN 97 3 7.9 4 HS 3K EC5 5.5x2 0.16
170 5.01 42165 UD PLAIN 98 2 8.1 4 HS 3K EC5 5.5x2 0.17
300 8.85 48330 UD PLAIN 96 4 4 4 HS 12K EC9 34 0.31
193 5.69 46195 TWILL 2X2 X 50 50 4.3 4.3 IM7 6K IM7 6K 0.20
196 5.78 XSGP196 P PLAIN 50 50 4.3 4.3 IM7 6K IM7 6K 0.20
203 5.99 SGP203CS CROW FOOT 50 50 4.5 4.5 IM7 6K IM7 6K 0.23
203 5.99 XC1400 BIAS CROWFOOT 50 50 4.5 4.5 IM7 6K IM7 6K 0.23
370 10.91 46370 SGP3708H 8H SATIN 50 50 8.3 8.3 IM7 6K IM7 6K 0.37
200 5.99 48200 TWILL 2X2 X 50 50 2.35 2.35 HM63 12K HM63 12K 0.20
285 8.41 48297 5H SATIN X 50 50 3.35 3.35 HM63 12K HM63 12K 0.28
90 2.65 43090 PLAIN X 50 50 4.5 4.5 M60JB 3K M60JB 3K 0.10
150 4.42 46150 PLAIN 50 50 4.5 4.5 M55JB 6K M55JB 6K 0.15
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200 5.90 GB201/GB200 PLAIN X 50 50 4.7 4.7 HS 3K HS 3K 0.20
286 8.44 G0986 463 TWILL 2X2 X 50 50 3.5 3.5 HS 6K HS 6K 0.29
290 8.55 G1157 UD PLAIN X 96 4 6.7 3 HS 6K EC9 34 0.31
370 10.91 G0926 613 5H SATIN X 50 50 4.6 4.6 HS 6K HS 6K 0.38
600 17.70 G1151 FORMABLE X 50 50 7.4 7.4 HS 6K HS 6K 0,60
Injectex® Fabrics for infusion or injection technology - Epoxy E01 binder for preforms
picks/cm
“PRIMETEX® IS A RANGE OF CARBON FABRICS THAT HAVE BEEN PROCESSED FOR A SMOOTH, CLOSED WEAVE AND ENHANCED UNIFORM APPEARANCE: FIBRE TOWS ARE FLATLY WOVEN AND SPREAD IN BOTH WARP AND WEFT DIRECTIONS. HEXCEL SUPPLIES PRIMETEX® FABRICS WITH THE PHYSICAL PROPERTIES MENTIONED IN THE TECHNICAL DATASHEET. SHOULD YOU WISH TO ACHIEVE SPECIFIC COSMETIC EFFECTS WITH PRIMETEX®, PLEASE CONTACT HEXCEL”
98 2.89 46098 PLAIN X 50 50 2.2 2.2 IM7 6K IM7 6K 0.10
8-9
WEIGHT gsm oz/yd² STYLE WEAVE WEIGHT RATE
warp % weft
FIBRE COUNT warp weft
yarns/cm
REINFORCEMENT YARN warp weft
THICKNESSmm
WEIGHT gsm oz/yd² STYLE WEAVE WEIGHT RATE
warp % weft
FIBRE COUNT warp weft yarns/cm picks/cm
REINFORCEMENT YARN warp weft
THICKNESSmm
Carbon - Glass Hybrid Fabrics
Carbon - Aramid Hybrid Fabrics
BALANCED FABRICS - HIGH STRENGTH FIBRES
BALANCED FABRICS - HIGH STRENGTH FIBRES
135 3.98 G1088 TWILL 2X2 16-34 16-34 3.2/13.3 3.2/6.7 HS 1K/EC9 34 HS 1K/EC9 68 0.12
170 5.01 G0874 PLAIN 16-34 16-34 1.4/4.5 1.4/4.5 HS 3K/ET9 68x2 HS 3K/ET9 68x2 0.17
170 5.01 43596 PLAIN 16-34 16-34 1.4/8.4 1.4/8.4 HS 3K/EC9 68 HS 3K/EC9 68 0.15
178 5.25 G0973/G1081 TWILL 2X2 25/18/7 25/18/7 2x(2.2/4.7/2.2) 2x(HS 3K/PE/ET9 68) 0.18
185 5.46 G1177 TWILL 2X2 23-27 23-27 2.2/6.7 2.2/6.7 HS 3K/EC9 68 HS 3K/EC9 68 0.19
270 7.96 43743 TWILL 2X2 21-29 21-29 2.9/11.5 2.2/11.5 HS 3K/EC9 68 HS 3K/EC9 68 0.24
210 6.19 73210 TWILL 2X2 22-28 22-28 2.2 4.4 2.2 4.4 HS 3K AR HM 1270 HS 3K AR HM 1270 0.20
Aramid Fabrics WEIGHT gsm oz/yd² WEAVE WEIGHT RATE
warp % weft
FIBRE COUNT warp weft yarns/cm picks/cm
REINFORCEMENT YARN warp weft
THICKNESSmm
60 1.77 PLAIN 50 50 13.5 13.5 HM 215 HM 215 0.07
120 3.54 5H SATIN 50 50 14 14 HM 405 HM 405 0.15
166 4.90 8H SATIN 50 50 19.2 19.2 HM 405 HM 405 0.20
175 5.16 4H SATIN 51 49 6.7 6.5 HM 1270 HM 1270 0.20
Quartz Fabrics
265 7.82 593 5H SATIN 50 50 19.5 19.5 SI C9 67 SI C9 67 0.20
292 8.61 581 8H SATIN 50 50 21 21 SI C9 67 SI C9 67 0.22
300 8.85 595 TWILL 2X2 50 50 9.2 9.2 SI C14 80x2 SI C14 80x2 0.22
WEIGHT gsm oz/yd² STYLE WEAVE WEIGHT RATE
warp % weft
FIBRE COUNT warp weft yarns/cm picks/cm
REINFORCEMENT YARN warp weft
THICKNESSmm
BALANCED FABRICS
ARAMID BALANCED FABRICS 20796 350(AMS120)
21226
21263 348
20914 353(AMS 285)
STYLEEU US
145 4.28 610 LENO 52 48 11.2 10.5 SI C9 67 SI C9 67 0.11
WEIGHT gsm oz/yd² STYLE WEAVE WEIGHT RATE
warp % weft
FIBRE COUNT warp weft
yarns/cm
REINFORCEMENT YARN warp weft
THICKNESSmm
WEIGHT gsm oz/yd² STYLE WEAVE WEIGHT RATE
warp % weft
FIBRE COUNT warp weft yarns/cm picks/cm
REINFORCEMENT YARN warp weft
THICKNESSmm
Carbon - Glass Hybrid Fabrics
Carbon - Aramid Hybrid Fabrics
135 3.98 G1088 TWILL 2X2 16-34 16-34 3.2/13.3 3.2/6.7 HS 1K/EC9 34 HS 1K/EC9 68 0.12
170 5.01 G0874 PLAIN 16-34 16-34 1.4/4.5 1.4/4.5 HS 3K/ET9 68x2 HS 3K/ET9 68x2 0.17
170 5.01 43596 PLAIN 16-34 16-34 1.4/8.4 1.4/8.4 HS 3K/EC9 68 HS 3K/EC9 68 0.15
178 5.25 G0973/G1081 TWILL 2X2 25/18/7 25/18/7 2x(2.2/4.7/2.2) 2x(HS 3K/PE/ET9 68) 0.18
185 5.46 G1177 TWILL 2X2 23-27 23-27 2.2/6.7 2.2/6.7 HS 3K/EC9 68 HS 3K/EC9 68 0.19
270 7.96 43743 TWILL 2X2 21-29 21-29 2.9/11.5 2.2/11.5 HS 3K/EC9 68 HS 3K/EC9 68 0.24
210 6.19 73210 TWILL 2X2 22-28 22-28 2.2 4.4 2.2 4.4 HS 3K AR HM 1270 HS 3K AR HM 1270 0.20
10-11
Aramid Fabrics WEIGHT gsm oz/yd² WEAVE WEIGHT RATE
warp % weft
FIBRE COUNT warp weft yarns/cm picks/cm
REINFORCEMENT YARN warp weft
THICKNESSmm
60 1.77 PLAIN 50 50 13.5 13.5 HM 215 HM 215 0.07
120 3.54 5H SATIN 50 50 14 14 HM 405 HM 405 0.15
166 4.90 8H SATIN 50 50 19.2 19.2 HM 405 HM 405 0.20
175 5.16 4H SATIN 51 49 6.7 6.5 HM 1270 HM 1270 0.20
HexForce® product data
HexForce® product data
HexForce® product data
Quartz Fabrics
265 7.82 593 5H SATIN 50 50 19.5 19.5 SI C9 67 SI C9 67 0.20
292 8.61 581 8H SATIN 50 50 21 21 SI C9 67 SI C9 67 0.22
300 8.85 595 TWILL 2X2 50 50 9.2 9.2 SI C14 80x2 SI C14 80x2 0.22
WEIGHT gsm oz/yd² STYLE WEAVE WEIGHT RATE
warp % weft
FIBRE COUNT warp weft yarns/cm picks/cm
REINFORCEMENT YARN warp weft
THICKNESSmm
HexForce® product data
145 4.28 610 LENO 52 48 11.2 10.5 SI C9 67 SI C9 67 0.11
E and S-2 Glass Fabrics
48 1.42 1080 1080 PLAIN 56 44 24 19 EC5 11 EC5 11 0.04
105 3.08 120 120 4H SATIN 51 49 24 23 EC5 11x2 EC5 11x2 0.08
105 3.08 220 220 4H SATIN 51 49 24 23 EC7 22 EC7 22 0.08
193 5.69 6580 6580 8H SATIN 50 50 28.3 28.3 S-2 34 S-2 34 0.15
200 5.90 7628 7628 PLAIN 59 41 17 11.8 EC9 68 EC9 68 0.15
200 5.90 1035 1035 TWILL 2X2 50 50 14 14 EC9 68 EC9 68 0.15
220 6.49 1034 X 4H SATIN 50 50 16 16 EC9 68 EC9 68 0.16
290 8.55 791 X TWILL 2X2 50 50 7 7 EC9 68x3 EC9 68x3 0.22
300 8.85 1581 1581 8H SATIN 51 49 22 21 EC9 34x2 EC9 34x2 0.23
300 8.85 7581 7581 8H SATIN 51 49 22 21 EC9 68 EC9 68 0.23
300 8.85 7781 7781 8H STAIN 53 47 23.6 21 EC6 66 EC6 66 0.23
305 9.00 6781 6781 8H SATIN 50 50 22.5 22.5 S-2 68 S-2 68 0.23
290 8.55 1543 UD 4H SATIN 90 10 19 11.8 EC9 68x2 EC7 22 0.22
365 10.77 1055 UD 5H SATIN 83 13 45 9 EC9 68 EC9 68 0.28
Other styles available on demand Thickness: theorical thickness of a cured ply with 50% fi ber volume content
UNIDIRECTIONAL FABRICS
95 2.80 BI9760 BLANC/ROSE X PLAIN 50 50 19 19 PA66 235 PA66 235 0.07
105 3.10 T0089 X PLAIN 52 48 22 20 PA66 235 PA66 235 0.08
105 3.10 T0098 TRACERS PLAIN 54 46 22 18.5 PA66 235 PA66 235 0.08
Peel Ply
POLYAMIDE FABRICS
90 2.65 BI9842 X PLAIN 51 49 28 28 HT 144 HT 144 0.07
DP : Heat treated-Preformed (On Request)
WEIGHT gsm oz/yd² STYLE FINISH DP WEAVE WEIGHT RATE
warp % weft
FIBRE COUNT warp weft
yarns/cmREINFORCEMENT YARN
warp weftTHICKNESS
mm
WEIGHT gsm oz/yd²
STYLE EU US WEAVE WEIGHT RATE
warp % weft
FIBRE COUNT warp weft yarns/cm picks/cm
REINFORCEMENT YARNwarp weft
THICKNESSmm
Finish For E And S-2 Glass FabricsMATRIX STYLE DESCRIPTION EPOXY POLYESTER VINYLESTER PHENOLIC
FINISH EU US
Z 6040 X EPOXY SILANE
TF 970 X AMINOSILANE
A 1100 X AMINOSILANE
F 69 X SILANE
F 81 X SILANE
HT X DIRECT SIZE E OR S-2 GLASS
BALANCED FABRICS
BALANCED FABRICS
POLYESTER FABRICS
E and S-2 Glass Fabrics
48 1.42 1080 1080 PLAIN 56 44 24 19 EC5 11 EC5 11 0.04
105 3.08 120 120 4H SATIN 51 49 24 23 EC5 11x2 EC5 11x2 0.08
105 3.08 220 220 4H SATIN 51 49 24 23 EC7 22 EC7 22 0.08
193 5.69 6580 6580 8H SATIN 50 50 28.3 28.3 S-2 34 S-2 34 0.15
200 5.90 7628 7628 PLAIN 59 41 17 11.8 EC9 68 EC9 68 0.15
200 5.90 1035 1035 TWILL 2X2 50 50 14 14 EC9 68 EC9 68 0.15
220 6.49 1034 X 4H SATIN 50 50 16 16 EC9 68 EC9 68 0.16
290 8.55 791 X TWILL 2X2 50 50 7 7 EC9 68x3 EC9 68x3 0.22
300 8.85 1581 1581 8H SATIN 51 49 22 21 EC9 34x2 EC9 34x2 0.23
300 8.85 7581 7581 8H SATIN 51 49 22 21 EC9 68 EC9 68 0.23
300 8.85 7781 7781 8H STAIN 53 47 23.6 21 EC6 66 EC6 66 0.23
305 9.00 6781 6781 8H SATIN 50 50 22.5 22.5 S-2 68 S-2 68 0.23
290 8.55 1543 UD 4H SATIN 90 10 19 11.8 EC9 68x2 EC7 22 0.22
365 10.77 1055 UD 5H SATIN 83 13 45 9 EC9 68 EC9 68 0.28
Other styles available on demand Thickness: theorical thickness of a cured ply with 50% fi ber volume content
95 2.80 BI9760 BLANC/ROSE X PLAIN 50 50 19 19 PA66 235 PA66 235 0.07
105 3.10 T0089 X PLAIN 52 48 22 20 PA66 235 PA66 235 0.08
105 3.10 T0098 TRACERS PLAIN 54 46 22 18.5 PA66 235 PA66 235 0.08
Peel Ply HexForce® product data
90 2.65 BI9842 X PLAIN 51 49 28 28 HT 144 HT 144 0.07
WEIGHT gsm oz/yd² STYLE FINISH DP WEAVE WEIGHT RATE
warp % weft
FIBRE COUNT warp weft
yarns/cmREINFORCEMENT YARN
warp weftTHICKNESS
mm
WEIGHT gsm oz/yd²
STYLE EU US WEAVE WEIGHT RATE
warp % weft
FIBRE COUNT warp weft yarns/cm picks/cm
REINFORCEMENT YARNwarp weft
THICKNESSmm
HexForce® product data
HexForce® product dataFinish For E And S-2 Glass FabricsMATRIX STYLE DESCRIPTION EPOXY POLYESTER VINYLESTER PHENOLIC
FINISH EU US
Z 6040 X EPOXY SILANE
TF 970 X AMINOSILANE
A 1100 X AMINOSILANE
F 69 X SILANE
F 81 X SILANE
HT X DIRECT SIZE E OR S-2 GLASS
12-13
UNIVERSIDAD PONTIFICIA COMILLAS ‐ Escuela Técnica Superior de Ingeniería (ICAI) Cálculo y
Diseño de la estructura interna y fuselaje de un helicóptero ligero
169
9 BIBLIOGRAFÍA
Historia de los materiales utilizados en aviación junto con sus especificaciones. Disponible en web:
http://www.sandglasspatrol.com/IIGM-12oclockhigh/Materiales%20Aeronauticos.htm
Apuntes: “Sistemas de amortiguación y absorción de vibraciones”. Ingeniería Aeronáutica, Universidad Politécnica de Madrid. Disponible en web: http://ocw.upm.es/ingenieria-aeroespacial/helicopteros/contenidos/material/sistema-de-absorcion-de-vibraciones
Proyecto de fin de carrera: “Diseño preliminar de un helicóptero para aplicaciones civiles”. Universidad Politécnica de Cataluña. Disponible en web: https://upcommons.upc.edu/bitstream/handle/2099.1/9728/Documento%20-%20Memoria%20y%20Presupuesto.pdf?sequence=1
Apuntes: “Mecánica de vuelo II”. Disponible en web: https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/8/82/Mec%C3%A1nica_del_Vuelo_II_-_Ingenier%C3%ADa_aeron%C3%A1utica_-_ETSEIAT_-_UPC.pdf
Métodos de fabricación de materiales compuestos. Disponibles en web: http://www.compositesworld.com/articles/fabrication-methods
Propiedades mecánicas de aleaciones de aluminio. Disponibles en web: http://ingemecanica.com/tutorialsemanal/tutorialn110.html
UNIVERSIDAD PONTIFICIA COMILLAS ‐ Escuela Técnica Superior de Ingeniería (ICAI) Cálculo y
Diseño de la estructura interna y fuselaje de un helicóptero ligero
170
Propiedades mecánicas y físicas sobre materiales compuestos. Disponibles en web:
http://www.chaos.org.uk/~eddy/project/space/materials.html
Apuntes: “Introduccion a los helicópteros” Universidad Politécnica de Sevilla. Disponibles en web: http://www.aero.us.es/heli/downloads/0910/12introHelicopteros_alum.pdf
Apuntes: “Introducción a las estructuras tipo sándwich”. Disponibles en web: http://ocw.uc3m.es/mecanica-de-medios-continuos-y-teoria-de-estructuras/elasticidad-resistencia-de-materialesii/material-de-clase-1/materiales-compuestos/capitulo7.pdf
Propiedades mecánicas y físicas del titanio empleado en el sector aeronáutico. Disponible en web: http://www.interempresas.net/MetalMecanica/Articulos/112422-Mecanizado-de-aleaciones-de-titanio-empleadas-en-aeronautica.html
Precio aluminio. Disponible en web:
http://spanish.alibaba.com/product-gs/7075-t6-aluminium-alloy-tube-with-cheap-price-60297345567.html?s=p
Fabricantes de fibra de carbono. Disponibles en webs:
http://zoltek.com/carbonfiber/
https://www.mrc.co.jp/pyrofil/english/application/index.html
Fabricantes de fibra de vidrio. Disponible en web:
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