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ESTUDIO DE FALLA PARA LA SECCIÓN SECA DEL TANQUE DE COMBUSTIBLE DEL AVIÓN DASH 8-200

DIANA JULIET CORREDOR LOVERA JOHANNA ROCIO FLOREZ GARCIA

ANGÉLICA VIVIANA ZÁRATE CAMARGO

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

FACULTAD DE INGENIERÍA PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONÁUTICA

BOGOTÁ D.C. 2008

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ESTUDIO DE FALLA PARA LA SECCIÓN SECA DEL TANQUE DE COMBUSTIBLE DEL AVIÓN DASH 8-200

DIANA JULIET CORREDOR LOVERA JOHANNA ROCIO FLOREZ GARCIA

ANGÉLICA VIVIANA ZÁRATE CAMARGO

Trabajo presentado como requisito para optar al título de Ingeniero

Aeronáutico

Director: CARLOS BOHÓRQUEZ

Ingeniero Mecánico

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

FACULTAD DE INGENIERÍA PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONÁUTICA

BOGOTÁ D.C. 2008

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Notas de Aceptación:

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_______________________________________ Firma del presidente del jurado

_______________________________________ Firma del jurado

_______________________________________ Firma del jurado

Bogotá D.C. 31 de Octubre de 2008

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Agradezco a mis padres por el apoyo incondicional y el respaldo que necesite en los buenos y malos momentos para seguir adelante con mis sueños.

A mis hermanos que siempre me protegieron y con su sabiduría me ofrecieron

sus conocimientos, a mi madrina por su colaboración.

A Jonathan que con su ánimo y buenos consejos me supo comprender y lucia que me toleró durante tantos años en la cual he depositado toda mi confianza.

A mis amigas que a pesar de todos los obstáculos seguimos unidas.

Gracias Dios por tener esta familia maravillosa y poder darme la oportunidad de haber escogido esta carrera.

Diana Juliet Corredor Lovera

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Agradezco ante todo a Dios y a mis papás el apoyo y la constancia, el aconsejarme cuando sentí desfallecer en medio del camino, por el hoy por hoy

que me ha dejado grandes satisfacciones en lo profesional y familiar, igualmente agradezco a mi único amigo Wilber Javier plazas por el tiempo compartido y su

ayuda incondicional.

A mis amigas de grupo en tesis que a pesar de todos los obstáculos seguimos unidas

Johanna Rocio Florez García

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Agradezco a Dios por darme la confianza y seguridad para seguir adelante; además por darme la mejor mamá del mundo, por que día a día me ha mostrado

que los obstáculos son necesarios en la vida, pero nunca son motivo de hacernos abandonar lo que queremos.

A mis abuelitos Luis y Beatriz por brindarme su apoyo.

A mi tío Nelson por darme buenas ideas.

A Juan David por soportarme en todo momento y por hacerme reír.

A Javi por creer en mí, por darme ánimo en los momentos difíciles y por hacerme

ver las cosas positivas.

A Diana y Johanna por que a pesar de las adversidades logramos salir adelante durante estos cinco años.

Finalmente a todas las personas que me brindaron su apoyo incondicional.

Angélica Viviana Zárate Camargo

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AGRADECIMIENTOS

Agradecemos a la empresa AIRES S.A. por su colaboración, respaldo y apoyo en el desarrollo de este proyecto de grado, en especial al ingeniero Julio Fonseca por su colaboración y disponibilidad incondicional. A los ingenieros Carlos Arturo Bohórquez y Pedro Jiménez Soler por sus aportes y asesorías que fueron de gran ayuda para el equipo de trabajo. A la asesora metodológica Patricia Carreño. Muy sinceros agradecimientos al ingeniero Alejandro García y a todas las personas que nos brindaron su apoyo desinteresado y a Dios por darnos la fortaleza necesaria para vencer todos los obstáculos que se presentaron en nuestro camino.

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CONTENIDO

Pág.

INTRODUCCIÓN 20

1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA 22

1.1 ANTECEDENTES 22

1.1.1 Havilland Canadá dash-8 23

1.1.2 Revisión permanente del DASH 8 25

1.1.3 Revisión temporal 27

1.1.4 Airworthiness Directive 29

1.1.5 Reportes de inspecciones 31

1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA 39

1.3 JUSTIFICACIÓN 39

1.4 OBJETIVOS 41

1.4.1 Objetivo General 41

1.4.2 Objetivos Específicos 41

1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO 41

1.5.1 Alcances 41

1.5.2 Limitaciones 42

2. MARCO DE REFERENCIA 43

2.1 MARCO TEÓRICO - CONCEPTUAL 43

2.1.1 Propagación de grietas 43

2.1.1.1 Regiones de propagación de grietas por fatiga 44

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2.1.1.2 Análisis de fallas en aviación 46

2.1.1.3 Ensayos no destructivos 47

2.2 Mecánica de fractura 51

2.2.1 Mecánica de la fractura elástica lineal (MFEL) 51

2.2.1.1 Modos de fractura 51

2.2.1.2 Factor de intensidad de esfuerzos 52

2.2.1.3 Tamaño crítico de la grieta, 54

2.2.1.4 Propagación de grietas por fatiga 55

2.2.1.5 Vida de propagación de grietas por fatiga 58

3. METODOLOGÍA 60

3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN 60

3.2 LÍNEA DE INVESTIGACIÓN DE USB / SUB-LÍNEA DE FACULTAD / 60

CAMPO TEMÁTICO DEL PROGRAMA LÍNEA DE INVESTIGACIÓN. 60

3.3 TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE INFORMACIÓN 60

3.4. HIPÓTESIS 61

3.5. VARIABLES 61

3.5.1 Variables dependientes 61

3.5.2 Variables independientes 61

4. DESARROLLO INGENIERIL 62

4.1 CÁLCULO DE CICLOS DE FALLA EN MATLAB 62

4.1.1 Cálculo del Factor adimensional que depende de parámetros 62

geométricos de la grieta. 62

4.1.2 Factor de intensidad de esfuerzos, KImax- KImin y Variación del factor 63

de intensidad de esfuerzos, ∆K 63

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4.1.3 Caracterización mecánica de los esfuerzos de fatiga. 66

4.1.4 Curva de fatiga σ-N 69

4.2 CÁLCULO DE ESFUERZOS EN ANSYS WORKBENCH 73

4.2.1 Cálculo de distribución de Lift y distribución de drag – Dash 8. 73

4.2.2 Estudio de esfuerzos 78

5. ANÁLISIS DE RESULTADOS 87

6. CONCLUSIONES 89

7. RECOMENDACIONES 90

8. BIBLIOGRAFÍA 91

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LISTA DE TABLAS

Pág.

Tabla 1 Especificaciones 24

Tabla 2. Manuales de mantenimiento 30

Tabla 3 Reportes de inspección del avión Dash 8 -100 SN 018. 33






Tabla 9 Reportes de inspección del avión Dash 8 311 SN 224. 38

Tabla 10 Causas generales de fallas 46

Tabla 11 Resumen de los métodos no destructivos 50

Tabla 12 Constantes utilizadas en la ecuación de la constante C para varios 59

materiales. 59

Tabla 13 Esfuerzos 66

Tabla 14 Ciclo de Vida 70

Tabla 15 Especificaciones en vuelo de crucero del Dash 8 73

Tabla 16 Iteraciones del coeficiente de Lift. Perfil de Raíz y Perfil de Punta. 74

Tabla 17 Iteraciones de la Distribución de Lift y de Drag 76

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LISTA DE FIGURAS

Pág.

Figura 1 Avión Dash 8 serie 200 22

Figura 2 Localización de la Reparación Permanente 26

Figura 3 Localización de la Grieta Típica. Lado derecho 27

Figura 4 Localización del Zona de Daño Entre el Yw 139.2 y el Stringer 6 28

Figura 5 Vista del Lado Derecho del Ladder Plate 29

Figura 6 Wings - general 31

Figura 7 Sección del ladder plate sobre el estringer 4. 32

Figura 8 Ladder plate sobre el estringer 4. 32

Figura 9 Fractura por fatiga en eje sometido a torsión 43

Figura 10 Etapas durante el proceso de fatiga 45

Figura 11 Los tres modos básicos de fractura: 52

Figura 12 Parámetros de LEFM en crecimiento de grietas por fatiga 54

Figura 13 Nomenclatura de esfuerzos fluctuantes de fatiga 55

Figura 14 Tipos de ciclos de carga 57

Figura 15 Curva σ – N 58

Figura 16 Factor de intensidad de esfuerzos KImax y KImin y variación del 65

factor de intensidad de esfuerzos ∆K 65

Figura 17 Esfuerzos fluctuantes de fatiga 68

Figura 18 Factor de intensidad de esfuerzos KImax y KImin y variación del 68

factor de intensidad de esfuerzos ∆K 68

Figura 19 Curva de fatiga σ-N 72

Figura 20 Coeficiente de Lift. Perfil de la Raíz y Perfil de la Punta. 75

Figura 21 Distribución del coeficiente de Lift. 77

Figura 22 Distribución coeficiente de Drag. 77

Figura 23 Static structural 78

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Figura 24 Life. Tanque completo. 79

Figura 25 Life. Acercamiento del tanque. 80

Figura 26 Normal Stress. Tanque completo 81

Figura 27 Normal Stress. Acercamiento del tanque. 82

Figura 28 Equivalent stress. Tanque completo. 83

Figura 29 Equivalent stress. Acercamiento del tanque 84

Figura 30 Total Deformation. Tanque completo 85

Figura 31 Total Deformation. Vista frontal. 86

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LISTA DE ANEXOS

Pág.

Anexo A Programación Esfuerzos ANSYS WORKBENCH 92

Anexo B Especificaciones del aluminio 7075t6 125

Anexo C Estaciones del plano 126

Anexo D Ubicación de la grieta entre las estaciones YW42.00 y YW139.20 127

Anexo E Ubicación de la grita entre las estaciones YW139.20 y YW 171.20 129

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ABREVIATURAS W : Ancho de probeta B : Espesor de probeta C y n : Son constantes experimentales de la ecuación de parís ∆σ : Intervalo de esfuerzo

: Longitud inicial de la grieta : Longitud final o crítica de la grieta

: Es una constante del material ∆ : Es un equivalente de intensidad de esfuerzo E : Módulo de elasticidad Kc : Tenacidad de fractura para condición de esfuerzo plano en punta de grieta KI : Factor de intensidad de esfuerzo KIc : Tenacidad de fractura para condición de deformación plana en punta de grieta N : Número de ciclos aplicado para cada fluctuación de esfuerzo P : Carga aplicada V : Relación de Poisson

: Tamaño de grieta D : Dimensiones del elemento

: Temperatura : Rapidez de aplicación de carga

β : Factor adimensional que depende de parámetros geométricos de la grieta D : Drag ρ…………..: Densidad V : Velocidad S : Área alar Cd………...: Coeficiente de drag L : Lift Cl : Coeficiente de lift P/N : Parte número

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GLOSARIO ALODINE: material para reparación de grietas. A´D: autoridad aeronáutica quien expide permiso del vuelo de una aeronave. CENTRO DE GRAVEDAD: propiedad geométrica de cualquier objeto, ubicación promedio del centro de un objeto. CICLO DE ESFUERZO: el segmento más pequeño de la función esfuerzo - tiempo el cual se repite periódicamente. CORRIENTE (EDDY CURRENT): método de inspección permanente del material. CTS: examen estándar de calibración. DRAG: es la componente a la fuerza neta a lo largo del flujo. EMF: campo electromagnético. ESFUERZO MÁXIMO: esfuerzo algebraico mayor en un ciclo de esfuerzo. Un esfuerzo de tensión se considera positivo, mientras que un esfuerzo de compresión se considera negativo. ESFUERZO MÍNIMO: esfuerzo algebraico menor en un ciclo de esfuerzo. FATIGA: iniciación o propagación de grietas debido a una fluctuación repetitiva de un esfuerzo normal con un componente en tensión. FISURAS: se presentan debido a las cargas externas presentes en el avión. FLUCTUACIÓN DE ESFUERZOS: en diseño por fatiga este es un parámetro dominante, ya q entre los valores extremos en un ciclo de esfuerzo que resulta por el paso de una carga. FRACTURA: se puede definir como la culminación del proceso de deformación plástica. En general se manifiesta como la separación o fragmentación de un cuerpo sólido en dos o más partes bajo la acción de un estado de cargas.

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FRACTURA DÚCTIL: progresa como consecuencia de una intensa deformación plástica asociada al extremo de la grieta. FRACTURA FRÁGIL: se propaga con muy poca deformación plástica en el vértice de la grieta. HFEC: alta corriente de frecuencia estándar en inspección. LEMF: mecánica de fractura elástica lineal. LIFT: es la componente perpendicular a la dirección de flujo. LÍMITE DE FATIGA: fluctuación de esfuerzo nominal por debajo del cal un detalle constructivo puede resistir un número infinito de repeticiones de carga sin q se presente falla por fatiga. LÍQUIDOS PENETRANTES: para la Limpieza de la pieza o la zona a inspeccionar. MATERIALES FERROMAGNÉTICOS: son materiales que pueden ser magnetizados permanentemente por la aplicación de campo magnético externo. Este campo externo puede ser tanto un imán natural o un electroimán. Son los principales materiales magnéticos, el hierro, el níquel, el cobalto y aleaciones de estos. MICROGRIETA: concentraciones de esfuerzo superiores a los de la discontinuidad. NDT: pruebas no destructivas. PROPAGACIÓN DE GRIETAS: marcas ondulares conocidas como marcas de playa y una zona áspera de fractura súbita final. RAYOS X: detección de fallas internas y defectos como grietas, corrosión, intrusiones y cambios de espesor. RESISTENCIA RESIDUAL: capacidad de soporte de carga de un componente o estructura cuando se encuentra una grieta

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TENACIDAD DE FRACTURA: resistencia al crecimiento de una grieta, o medida de la capacidad de un material estructural o de un elemento para absorber energía. VIDA DE FATIGA: número de ciclos de esfuerzo o de deformación requerido para causar una falla por fatiga. VIDA FINITA DE FATIGA: número de ciclos de falla de un detalle cuando la fluctuación de esfuerzo máxima excede el umbral de fatiga de amplitud constante.

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RESUMEN Las Flotas de transporte en nuestro país están sometidas a rigurosas condiciones de operación, lo cual requiere que se apliquen ciertos procedimientos para garantizar una condición de vuelo segura. Teniendo en cuenta factores como el envejecimiento de los materiales y su fatiga, que han generado la falla recurrente en el Ladder Plate el cuál se ha establecido como el objeto de análisis de este proyecto. El fin de esta tesis es analizar y estudiar los diferentes parámetros que pueden verse involucrados en la ruptura del Ladder Plate de las aeronaves Dash 8 -200 desde el punto estructural que pudieran generar la falla visible en el Ladder Plate de la flota ya mensionada al servicio de Aires SA. Para la obtención de las fuerzas se utilizó un sistema de adquisición de datos, el cual está diseñado para medir los esfuerzos soportados por la estructura en la zona de estudio de una manera verídica. Posteriormente se estudiaron factores determinantes del material (aluminio 7075- T6) del cual está hecho el Ladder Plate. Finalmente se analizaron las grietas presentes en la sección seca del tanque de combustible del avión Dash 8 -200, utilizando el software Ansys (Workbench) y Matlab; obteniendo resultados muy similares a los tabulados en el reporte de inspecciones para las aeronaves Dash 8 -100 y 300.

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INTRODUCCIÓN A través de los años los diseños aeronáuticos han presentado un acelerado desarrollo científico y tecnológico, creándose la necesidad de contar con materiales en cierto grado, más resistentes, más durables y con características especiales, debido a las extenuantes condiciones ambientales y de esfuerzo a que son expuestas estas estructuras. Una de las causas más comunes de falla de los materiales en aeronáutica se debe a la fatiga del material. Los materiales sometidos a cargas fluctuantes o repetidas tienden a desarrollar un comportamiento característico que difiere fundamentalmente del comportamiento bajo cargas constantes. Este “comportamiento diferente” se llama Fatiga; este “fenómeno que afecta la resistencia de las piezas cuando se las somete a un número más o menos grande de solicitaciones repetidas de una cierta amplitud”. La idea clave es que la solicitación (carga o deformación) debe variar en el tiempo para obtener fatiga como posible causa de falla. Paralelamente a esto, se han ido desarrollando nuevos métodos y técnicas para determinar el daño en la estructura de una aeronave a través de su vida en servicio; es aquí donde las teorías sobre grietas cobran su importancia, ya que son una herramienta eficaz a la hora de determinar la condición de estructuras sometidas a cargas repetitivas que producen fatiga de materiales. Por medio de estas teorías es posible conocer el estado de las grietas en diferentes piezas de una aeronave, siendo de gran importancia, ya que en combinación con inspecciones rutinarias, ensayos no destructivos y análisis por medio de software, nos permite predecir en cierta medida, el momento en que deben ser retiradas partes y/o piezas que presentan signos evidentes de fatiga y por ende reducción de su vida útil, evitando de esta manera, que las grietas alcancen su longitud crítica, para la cual se produce la falla en forma catastrófica. Hoy en día para evitar estos acontecimientos se utilizan análisis de tolerancia al daño (damage tolerance), que implica que la estructura ha sido evaluada para

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asegurar que si ocurriera daño por fatiga, corrosión o como causa de algún accidente, la estructura restante es capaz de soportar cargas razonables sin fallas o deformación estructural excesiva hasta que el daño sea detectado. Como lo es también el criterio de safe life (vida segura) que significa que la estructura ha sido evaluada para soportar las cargas repetidas de magnitud variable que se espera que soporte durante su vida útil sin presentar grietas detectables. Estos criterios junto a otros son aplicados especialmente al diseño y mantención de aviones, helicópteros y estructuras aeronáuticas en general. Considerando todo lo anterior, se puede decir, que el problema principal que se presenta para este estudio, es la reducción de la confiabilidad operacional ocasionada por las grietas debido a fatiga de materiales, en lugares críticos y específicos de la estructura del ala de la aeronave Dash 8-200. Esta flota de aeronaves Dash 8-200 de fabricación Norteamericana, opera en a la empresa AIRES SA. Este proyecto, se desarrollará empleando el software ANSYS WORKBENCH, SOLID EDGE Y MATLAB para analizar las grietas detectadas por medio de ensayos no destructivos, interpretando los resultados y determinando el número de ciclos necesarios para que las grietas alcancen su longitud crítica. Para lograr lo antes planteado, se realizó la debida recolección de información, respecto a ensayos no destructivos, materiales y estructura alar de la aeronave además de visitas en terreno, para realizar de manera correcta el posterior análisis e interpretación por medio de ANSYS WORKBENCH Y MATLAB de las condiciones de la grieta presente. El estudio realizado, sentará las bases del método para futuros análisis de grietas, con esta modalidad de software en diferentes aeronaves.

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1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA

1.1 ANTECEDENTES La falla estructural que presenta la flota de aeronaves DASH 8-100 Y 300 pertenecientes a la EMPRESA AIRES S.A, se estaba presentando con anterioridad, pero con la adquisición de la nueva flota de aviones DASH 8-200, se quiere prevenir la aparición de esta falla. Para dar solución a esta falla, se dieron posibles soluciones para realizar una acción correctiva en el programa de mantenimiento de la flota, sin embargo el problema estructural seguía presentándose. La solución final fue realizar reparaciones temporales y permanentes en el componente. Figura 1 Avión Dash 8 serie 200

Fuente. Autores

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1.1.1 Havilland Canadá dash-8. El De Havilland Canadá (Bombardier Inc) DHC-8 Dash-8 fue desarrollado con la misma filosofía operacional que el modelo Dash-7, pero su capacidad fue reducida a 40 pasajeros y se redujo el número de motores a 2. El Dash-8 tiene características típicas de los modelos de transporte hechos por De Havilland Canadá como motores económicos y con ruido disminuido debido a sus hélices de diámetro comparativamente grande pero con menor velocidad de rotación. Además de esto el Dash-8 cuenta con capacidad STOL (Short Take Off and Landing), por lo cual es un Avión bastante popular con las Aerolíneas regionales. El primer Avión de pruebas voló en 1983, ganando la certificación en 1984 y entrando en servicio a finales de 1984. El modelo base es el Dash 8-100 con motores Pratt & Whitney PW120A con capacidad para 39 pasajeros. Luego vino el modelo Dash8-200 con la misma capacidad de pasajeros pero con motores Pratt & Whitney PW123. Después llegó el modelo Dash8-300 con capacidad de pasajeros aumentada a 56. Por último llegó el modelo Dash8-400 con capacidad de pasajeros aumentada a 78, nuevas mejoras en los niveles de ruido, motores e instrumentos de vuelo electrónicos. Los modelos de las series Dash8-100, Dash8-200 y Dash8-300 construidos a partir de 1996 tienen la denominación Dash8-Q100, Dash8-Q200 y Dash8-Q300 debido a la introducción de sistemas para la reducción de ruido y nuevos interiores. Variantes:

• Series 100: 37-40 pasajeros entro en servicio en 1984.

• Series 200: Series 100 con un motor de potencia Pratt & Whitney Canadá PW123 para mayor rendimiento.

• Series 300: 50-56 pasajeros, entro en servicio en 1989.

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Tabla 1 Especificaciones

DIMENSIONS Length 22.25m Wingspan 25.89m Wing area 54.4m2 Height 7.49m Maximum Fuselage Diameter 2.69m CABIN DIMENSIONS Cabin Length, Excluding Cockpit 9.1m Maximum Cabin Width 2.03m Maximum Height 1.95m Cabin Volume 91.5m3

Baggage Volume 14.2m3

WEIGHTS Maximum Take-Off Weight 16.466kg Maximum Landing Weight 15.649kg Maximum Zero Fuel Weight 14.696kg Operating Empty Weight 10.483kg Maximum Payload 8,747kg Payload With Full Fuel 6,831kg Fuel Capacity 6,526 l ENGINES Turboprop Engines 2 Pratt and Whitney Canada

PW1 23C/D Power 5,071shp Propellers Dowty R408 six-bladed,

reversible pitch Avionics Thales Avionics PERFORMANCE Range With 37 Passengers 1.795 Km Maximum Cruise Speed 648km/hour Maximum Operating Altitude 7,620m (25,000ft) Far take-Off Airfield Length (sl is a at maximum take-off weight)

1,193m

Far Landing Airfield Length (sl at maximum landing weight)

1,287m

Fuente: Manual de mantenimiento del Dash 8- 200, AIRES S.A, Bombardier Inc.

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Actualmente, AIRES S.A. tiene una flota aérea compuesta por 10 aviones turbohélice de la compañía canadiense Bombardier, De Havilland Dash 8-100, 8-200 y 8-300, de 37, 39 y 50 sillas respectivamente. Estos aviones turbo propulsados cuentan con una avanzada tecnología, excelentes características de diseño, confiabilidad y desempeño. Los Dash 8 están diseñados con una aerodinámica de plano alto, lo cual permite una eficiencia máxima. Estas aeronaves están capacitadas para aterrizar y despegar en cualquier aeropuerto del país y tienen una autonomía de vuelo de hasta 5 horas. Alcanzan una velocidad máxima en vuelo de entre 500 y 528 kilometros/hora dependiendo del modelo y pueden volar a una altura máxima de 25,000 pies. Los Dash 8 cuentan con sistemas computarizados y alarmas de alta tecnología para controlar a la perfección su funcionamiento. Sus motores están protegidos por un sistema que permite superar con facilidad y rapidez cualquier alteración en su desempeño. En cuanto a las facilidades que ofrecen, estos aviones cuentan con todas las comodidades de los aviones grandes, como la unidad de servicio con luz de lectura, timbre de llamado y control de aire. Tienen amplios espacios entre sillas, baños con alarmas y espaciosos compartimentos para equipaje, que eso sí, deben utilizarse respetando las actuales normas de seguridad aérea. En el mundo existen a la fecha más de 400 Dash de 60 aerolíneas volando en más de 22 países, lo que hace de este avión el ideal y preferido por las aerolíneas regionales alrededor del mundo. 1.1.2 Revisión permanente del DASH 8. Este R.D. mantiene una reparación por crujidos en el ladder plate 8571.1069 a Yw 137 delantero del stringer 6 en la piel de la cima del DHS-8 serie 100, modelo 102/103, modelo posterior 8/0024 (ver figura 2).

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Figura 2 Localización de la Reparación Permanente

Fuente: Revisión Permanente del Dash 8. Esta reparación será llevada a cabo si se especifica por un R.D aceptado con la aplicabilidad a un número de serie del avión específico. La reparación consiste en un corte fuera en la esquina del ladder plate, inspeccionando el crujido, que instala el doublers interior y externo. Esta reparación se detalla en RDS-57-876. Section1 La reparación del daño del crujido en el ala de la cima del ladder plate superficial 8571 1069 a yw 137 delantero del stringer 6. El número del informe RD 8-57-876 es aprobado (ver figura 3). Notas generales

• Cortar la esquina del ladder plate como se muestra en la Figura 3 después de cortar toda la zona dañada asegurando que el material restante esté libre de grietas usando el método de corriente de Eddy.

• Mantener un nivel mínimo de las dos veces el diámetro del borde sujetador a distancia, a menos que se especifique de otro modo

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Figura 3 Localización de la Grieta Típica. Lado derecho

Fuente: Revisión Permanente del Dash 8. Series 100

1.1.3 Revisión temporal. Para cada grieta en la parte izquierda y derecha dentro ladder plate, P/N 85711069, localizados en la estación Yw 139.2 y Stringer 6 (ver figura 4). La reparación involucra un recorte del daño de la grieta, inspeccionar el material restante para no permitir ninguna fisura. Rotación del shot peening superficie modificada, finalizando con el área expuesta. Reinstalando el panel de acceso y el agujero se rellena con el sobrante del sellante para prevenir ingreso humedad. Esta reparación es válida para la operación temporal la cual concesión no exceda 1000 horas de vuelo y el cual está sujeto a las siguientes condiciones.

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Figura 4 Localización del Zona de Daño Entre el Yw 139.2 y el Stringer 6

Fuente: Revisión temporal del Dash 8 Series 100 NOTA: usando esta reparación temporal, el operador asume la responsabilidad para cualquier amplio resultado, además puede ocurrir un crecimiento de la grieta en la reparación permanente. Instrucciones de reparación: • Cuidadosamente recorte a distancia de la grieta en el ladder plate que se muestra en la Figura 5. Asegurar que toda la dimensión del daño en el agrietamiento sea removido por un máximo recorte el cual está dado mantenga todos los radios dados y distancias mínimas de la estructura adyacente.

• Todos los bordes del corte deben ser continuos y libres de muescas o de rebaba. • Después del corte del daño como se muestra se asegura que la permanencia del material esté libre de grietas utilizando método de corriente de Eddy o un tinte fluorescente penetrante. • Finalizado la modificación en la superficie con alodine. • Esta reparación solo es aplicable para las aeronaves que no proveen el rango de los tanques de combustible.

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• El operador debe asegurar que el informe de daño y la petición de reparación son sometidos a Bombardier Technical Help Desk cuando es usado temporalmente se dispone a publicar una reparación permanente. Figura 5 Vista del Lado Derecho del Ladder Plate

Fuente: Revisión temporal del Dash 8 Series 100 1.1.4 Airworthiness Directive. No.CF-98-30. La siguiente directiva de aeronavegabilidad (AD) posiblemente para las aeronaves las cuales nuestros archivos indican que está registrado con su nombre. ADs son usados de acuerdo con Regulación Aviación Canadá (CAR) 593. Por consiguiente para la CAR 605.84 y los detalles adicionales de CAR norma 625, Apéndice H, la continuidad aeronavegabilidad del avión registrado en Canadá depende de la complejidad de todos los ADs. La falla obedece el requerimiento de un AD que puede anular la autorización de vuelo del avión. La alternativa que se encuentra para la complicación debe ser aplicada en concordancia con el CAR 605.84 y referencia de la norma.

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Aplica para todos los Bombardier Inc. (antiguo de Havilland) aeronave DHC.8, modelos 101, 102, 103, 106, 201, 201, 202, 301, 311, 314, y 315. Indicación del requerimiento de la complicación, a menos que ya se hayan realizado. La grieta de la fatiga puede ser encontrada en el ladder plate en la parte superior dentro del ala y la estación 139 del ala, stringer 6 al 4 de la aeronave. Estas grietas fueron encontradas a 40,000 ciclos de vuelo cuando el acceso del panel del ala fue removido durante la inspección. Se han hechos las revisiones temporales al Programa Manual de Mantenimiento en seguimiento para encontrar estas grietas antes de que estas se extiendan aun tamaño crítico. Para la detección de las grietas en el ladder plate antes de que alcancen un tamaño critico y se reduzca la resistencia del ala. Se logro lo siguiente: 1. Inspección inicial y repetitiva de los ciclos de vuelo de acuerdo con el Programa Manual de Mantenimiento y las revisiones temporales especificadas en la siguiente tabla: Tabla 2. Manuales de mantenimiento

Fuente: Airworthiness Directive –CF-98-30, Transport Canada 2. Si se encuentra la grieta, antes de que se adicione al reporte de vuelo para Bombardier Regional Aircraft Division, para que se disponga en Ontario. Esta directiva es efectiva el 30 el 1998 de septiembre.

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Figura 6 Wings - general

Fuente: Manual de mantenimiento del Dash 8- 200, AIRES S.A, Bombardier Inc. 1.1.5 Reportes de inspecciones. En la figura y la figura se muestra la sección donde se presenta la falla:

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Figura 7 Sección del ladder plate sobre el estringer 4.

Fuente: autores Figura 8 Ladder plate sobre el estringer 4.

Fuente: autores

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Tabla 3 Reportes de inspección del avión Dash 8 -100 SN 018.

Fuente: Manual de mantenimiento del Dash 8- 200, AIRES S.A, Bombardier Inc. Tabla 4 Reportes de inspección del avión Dash 8 -100 SN 036. HK3942 AIRCRAFT DASH8-100 SN 136

ITEM RT Typ

e TRH Rep.

Data Accomplisment

Descrip. Remarks STA

Date

(D/M/Y) RD Date Hours Cycles

17/12/2003

NG(T) N/A N/A 17/12/2003 31846 45185

En la tarjeta 5730/01A encontró el crujido sobre ladder palte. DM4410. La reparación temporal para 1000 hrs

Yw139,0

17/12/2003 NG 947

2 8160 20/07/2004 33116 47405

. En la tarjeta 5730/01A encontró el crujido sobre el ladder plate. DM4410.

Yw139,0


HK 4258 AIRCRAFT DASH8-100 SN 018

ITEM RT Typ

e TRH Rep.Data Accomplisment


Date


02/10/20

04 NG 947

2 816

0 16/09/2005 48757 60247

En la tarjeta 5730/16b crujido encontró en el ala del ladder plate superior lateral yw 42,00

Yw42,0

02/10/20

04 NG 947

2 816

0 29/12/2005 49404 61249

En la tarjeta 5730/16B crujidos encontraron en el ala del ladder plate superior LHS

Yw42,0

29/12/2005 NG N/A N/A

Crujido en el ladder plate delantero yw139,00 str 4 derecha del ala REPARACIÓN PERMANENTE RD8-57-3272 Y 8-57-3273

Yw139,0

34

Tabla 5 Reportes de inspección del avión Dash 8 -100 SN 076. HK3946 AIRCRAFT DASH8-100 SN 076

ITEM RT Typ

e TRH Rep.

Data Accomplisment


Date


08/01/2003

NG(T)

N/A N/A 08/01/2003 33452 44384

Crujido en el ladder plate dentro del casco aproximadamente 0,932". Permitió 1300 horas del vuelo. DM3520

YW139,20

08/01/2003

NG 9472

8160 04/01/2004 35640 48180

Crujido dentro del ladder del casco aproximadamente 0,932". DM3520.

YW139,20

04/03/2004

NG(T) N/A 500

hrs 04/03/2004 36036 48880

La reparación temporal para 1500 hrs. el daño del crujido a la izquierda el ala lateral, dentro del casco,del ladder plateo P/N85711069

LADDER

PLATE YW139

,20

04/03/2004

NG 9472

8076 07/01/2005 37905 52102

Repare para el daño del crujido a mano izquierda del ala lateral, dentro del casco, del ladder plate P/N85711069

LADDER

PLATE YW139

,20


35


ITEM RT Typ



Date


15/03/2002

NG(T) N/A N/A UNK UNK UNK

Temporary repair for 3000 HRS for crack damage on the RHS ladder plate P/N 85712112.

Yw139.2

16/03/2002 NG 1000

0 1000

0 06/07/2003 20218 33580

Permanent repair for damage on the ladder plate P/N 85712112. DM2622.

Yw139.2

26/06/2004

NG N/A N/A 26/06/2004 22425 37673

temporary repair for crack damage on the LHS ladder plate P/N 85712012 on the inboard side of station Yw139.20 forward of stringer 6 RD PERMANENT 8-57-2886

Yw139.2

26/06/2004 NG 1000

0 1000

0 01/04/2005 23790 40140

PERMANENT REPAIR RD8-57-2886 THAT AUTHORIZATE THE RD8-57-2296

Yw139.2

22/07/2004 NG N/A N/A 22/07/2004 22588 37985

Temporary repair for crack damage to the right hand side inboard wing, ladder plate P/N85712012, at station Yw42.0 and stringer 4. RD PERMANENT 8-57-2902

Yw42.0

22/07/2004

NG 10000

10000

11/03/2005 23790 40140

PERMANENT REPAIR RD8-57-2902 THAT AUTHORIZATE THE RD8-57-2890

Yw42.0


36

Tabla 7 Reportes de inspección del avión Dash 8 -300 SN 184. . HK3951 AIRCRAFT DASH8-300 SN 184

ITEM RT Typ



FIG Date


servicio 40k NGT N/A N/A 07/11/2004 20187 40951

La reparación temporal para el crujido al lado de la mano derecha el ala dentro del casco, del ladder palte P/N 85712012, en la estación YW 139,2 y str 6, POR 1000 HRS,

Yw139,2

08/11/20

04 NG 1000

0 1000

0 16/04/2006 23172 46237

Por 51-1458 crujido después de que los o/b corners cortado fuera al sta del ladder plate YW139,00 y stringer 6 llevan a cabo la reparación permanente antes del periodo de tiempo exceder 2000 horas del vuelo después del retorno del avión reparar vea RD8-57-2937 que la reparación temporal .

Yw139,0

12/05/2007 NG N/A N/A 12/11/2007 26704 51976

en la tarjeta número 5730/16b se encontró que los típicos crujidos en el RH del ladder plate cerca el 0,960in

12/11/2007

NGT 2000 2000

en el acoplamiento 5730/04A encontró un el crujido típico en el LH del ladder plate, acceso tablero #522 Al a´prox 0,7000 pulgada largo


37


ITEM RT Typ



FIG Date


12/03/2005 NGT N/A N/A 11/03/20

06 26054 49718

En logro a la tarea 5730/04A se encontró un crujido en el ladder plate de 0,560 pulgada en el yw139,2 del sta y stringer 6, por favor vea RT52-1603 y RT52-2026

Yw139,6

19/01/2006 NGT 1000 100

0 SERVICI

O C 26054 49718

la tarea de la ref: 5710/11 crujido de 1,0" en el ladder plate al sta YW139,20 adyacente al str 6 nota: lleve a cabo la reparación permanente antes del vuelo horas 28054. la inspección 1000 hrs

Yw139,2

11/03/2006

NG 10000 10000

11/03/2006

26054 49718

La REF RT52-0977 y RT52-1603 y tarea 5730/04 encontraron un crujido en el ladder plate de 0,560 pulgada en el sta YW139,2 y stringer 6,

Yw139,2

19/01/2006 NG 10000 100

00 17/10/20

06 27447:

57 52038

la tarea de la ref 5710/11 crujido de 1,0" en el ladder platel sta YW139,2 adyacente a str 6

Yw139,2

15/08/2006 NG 10000 100

00 13/11/20

06 27509:

00 52134

Típico crujido en el ladder plate aproximadamente 0,255" en al lado del sta Yw 42,00 y str 4,

Yw42,00

19/01/2007 NG TBD TBD 11/09/20

07 29128 54777

Ia tarea 5730/16B encontrados en el crujido en el ladder plate de 0,335, acceso tablero 622 A Yw 42,00 stringer 4

Yw42,00


38

Tabla 9 Reportes de inspección del avión Dash 8 311 SN 224. HK4107 AIRCRAFT DASH8-311 SN 224

ITEM RT Typ



Date


20/06/2003

NG(T) N/A N/A 21/06/20

03 28162 37258 Crujido en el ladder plate Yw139

20/06/2003 NG 10000 1000

0 23/02/20


20/06/2003 NG N/A N/A 23/02/20


23/09/2004

NG 10000 10000

12/10/2005

32820 45914

Tarea 5730/16b encontró un crujido de largo 6mm en el ladder plate el lado correcto dentro del casco en la parte delantera de yw139,20 estación de stringer 6

Yw139,2


39

1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA En el área del diseño aeronáutico existe un fenómeno de gran importancia y se denomina “fatiga”. Este fenómeno es uno de los factores más importantes por los cuales en un sistema aeronáutico pueden ocurrir fallas a niveles de esfuerzo muy por debajo del límite elástico de los materiales. Por tal razón se ha considerado el análisis del tanque y parte del plano que posibilite el estudio de diferentes materiales sometidos a fatiga totalmente alternante, y entregue datos reales acerca de su comportamiento en el tiempo. Análisis y priorización de problemas: Para un apropiado desarrollo del proyecto propuesto, es necesario identificar dentro del área problemática ciertos factores y limitaciones que influyen de manera directa en el desarrollo del conjunto aeronáutico, los cuales son:

Ausencia de estándares para pruebas de fatiga

Pocos adelantos realizados en el campo de fatiga

Baja profundización de los estudiantes de ingeniería Aeronáutica en el estudio de situaciones referentes a la fatiga.

Limitada capacidad para realizar diferentes pruebas aeronáuticas para

materiales en el estudio de fallas por fatiga. ¿Por qué y con qué frecuencia se presenta fallas en la sección seca del tanque de combustible del avión Dash 8-200?

1.3 JUSTIFICACIÓN Este proyecto se plantea con el fin de estudiar y evaluar teóricamente las causas de la aparición de la falla en la sección seca del tanque de combustible, ya que esta presenta con frecuencia en el avión Dash 8-200. Esta investigación se desea

40

realizar para encontrar las causas y el periodo de falla que presenta en ladder plate del tanque de combustible. Los beneficios que proporciona esta investigación es el reconocimiento a la institución por el apoyo a las soluciones de las problemáticas aeronáuticas. Por otra parte, el desarrollo del proyecto posibilitaría a los estudiantes de la Universidad San Buenaventura a realizar un estudio más profundo y completo en las áreas involucradas tales como resistencia de materiales, diseño, estructuras, etc.

41

1.4 OBJETIVOS

1.4.1 Objetivo General. Establecer las causas, la periodicidad de aparición y consecuencias de la falla que presenta la sección seca del tanque de combustible del avión Dash 8-200.

1.4.2 Objetivos Específicos

• Desarrollar un análisis de esfuerzos estructurales en la sección seca del tanque de combustible del avión Dash 8-200 empleando el software ANSYS WORKBENCH.

• Calcular y establecer los ciclos de aparición de la falla.

1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO 1.5.1 Alcances. Esta investigación sólo tomará en cuenta el estudio y análisis de las causas de la falla en el área seca del tanque de combustible del avión Dash 8-200, tomando en consideración aquellos elementos que aporten criterios con los cuales se puedan realizar juicios valorativos respecto al papel que desempeña el empleo del software ANSYS.WORKBENCH Con esta información lograremos tener un seguimiento más detallado de la grieta y así pode dar posibles soluciones para la realización de un mantenimiento preventivo. La finalidad de esta investigación es conocer y aconsejar un seguimiento de la grieta en la flota Dash 8-200. Esta investigación podrá servir como información para próximos trabajos y análisis que ayuden a localizar el problema de esta falla.

42

1.5.2 Limitaciones. Dentro del proceso de desarrollo del proyecto, se encontraron las siguientes limitaciones:

• Manipulación física de la pieza.

• acceso a los planos del ala ya que BOMBARDIER es celoso con la entrega de los planos a las empresas que operan con este tipo de flotas.

• El análisis realizado tiene únicamente cálculos de esfuerzos y de ciclos de

falla los cuales pueden ser contemplados para dar posibles soluciones.

43

2. MARCO DE REFERENCIA

2.1 MARCO TEÓRICO - CONCEPTUAL 2.1.1 Propagación de grietas. La propagación de grietas por fatiga, es el crecimiento de las grietas debido a la aplicación de cargas variables en el tiempo. Este fenómeno es definido de un modo más general por las normativas ASTM como: “El proceso de cambio estructural permanente, progresivo y localizado que ocurre en un punto del material sujeto a tensiones y deformaciones de amplitudes variables y que produce grietas que conducen a una fractura total luego de un cierto número de ciclos”. Frecuentemente en una fractura por fatiga se observa una zona de suave propagación de grietas con unas marcas ondulares conocidas como marcas de playa y una zona áspera de fractura súbita final (ver figura 9). Figura 9 Fractura por fatiga en eje sometido a torsión

Fuente: Mecánica de fractura y análisis de falla, Universidad nacional de Colombia, Héctor Hernández Albañil y Edgar Espejo Mora, primera edición, noviembre de 2002. Se observan dos zonas: una con marcas de playa características de propagación lenta de grietas y otra apariencia granular de fractura súbita final.

44

2.1.1.1 Regiones de propagación de grietas por fatiga. Componentes de máquinas, vehículos y estructuras están frecuentemente sujetas a cargas repetitivas que también son llamadas cargas cíclicas, los esfuerzos cíclicos resultantes, pueden provocar daño físico microscópico en los materiales involucrados. Incluso estos esfuerzos pueden estar por debajo del esfuerzo de fluencia del material, pudiendo este daño microscópico acumularse con los ciclos continuados hasta que se desarrolla una grieta u otro año macroscópico que provoca la falla del componente. Este proceso de daño y falla en conjunto con cargas cíclicas, es llamado fatiga. Por lo anterior se puede deducir que cualquier carga que varíe con el tiempo puede causar falla por fatiga. Las fallas por fatiga siempre empiezan en una grieta. La grieta pudiera haber estado presente en el material desde su manufactura o haberse presentado a lo largo del tiempo, por causa de las deformaciones cíclicas cerca de las concentraciones de esfuerzos. Una vez aparecida una microgrieta, se hacen operables los mecanismos de la mecánica de fractura. La grieta aguda crea concentraciones de esfuerzo superiores a los de la discontinuidad original, lo que provoca una zona plástica en el extremo de la grieta cada vez que el esfuerzo a tensión la abre, lo que achata su extremo y reduce la concentración efectiva de esfuerzos. La grieta crece un poco. Cuando le esfuerzo se alterna desde un régimen de esfuerzo a compresión hasta cero o hasta un esfuerzo a tensión lo bastante inferior, la grieta se cierra, la fluencia plástica cesa momentáneamente y de nuevo la grieta se vuelve aguda, aunque con una dimensión mayor. Este proceso continúa en tanto el esfuerzo local en la punta de la grieta esté alternando desde por debajo del punto de fluencia a tensión, hasta por encima. Una grieta que se desarrolla en un componente sometido a fatiga tiene típicamente tres etapas: una etapa de iniciación, una de propagación estable y finalmente una propagación acelerada que conduce al fallo del componente (ver figura 10).

45

Figura 10 Etapas durante el proceso de fatiga

Fuente: Mecánica de fractura y análisis de falla, Universidad nacional de Colombia, Héctor Hernández Albañil y Edgar Espejo Mora, primera edición, noviembre de 2002.

• Región 1: Se producen los primeros cambios micro estructurales, aumento de densidad de dislocaciones y formación de micro fisuras y posterior localización del as zonas con daño irreversible.

• Región 2: Se inician las macrogrietas y formación de fisuras con orientación dominante. en consecuencia, en esta región el crecimiento de grieta se representa por la relación.

• Región 3: Se produce un proceso de propagación inestable, provocando la

fractura o fallo total de la pieza. La duración de cada una de las etapas descritas anteriormente puede variar considerablemente en función del tipo de material, carga, geometría, etc. Una grieta en una aleación de aluminio puede pasar entre un 85 y 90 % de su vida en la región I, entre un 5 y un 8 % en la región II y entre un 1 y 2 % en la región de fallo catastrófico. La región III generalmente carece de interés, debido a que la velocidad de crecimiento es tan grande, que la cantidad de ciclos consumidos apenas cuenta en la vida de la pieza. La sola presencia de una grieta no condena a un componente o estructura a ser inseguro es decir, no confiable. Ya sea bajo cargas soportadas o cargas cíclicas, es necesario saber cuánto aumenta la grieta hasta convertirse en crítica, etapa en la cual el componente o estructura se vuelve

46

insegura y falle. También al saber cómo se desarrolla una grieta y cuál es su porcentaje de propagación, se puede estimar la vida útil restante bajo cargas normales de servicio. La propagación de grietas nos permite predecir el periodo sub-critico de crecimiento de grieta y con eso saber la vida de servicio de un componente. Otras situaciones que se deben observar con detenimiento son la efectividad de los métodos de reparación, modificaciones o cambios de diseño y establecer regímenes de inspección y mantenimiento. 2.1.1.2 Análisis de fallas en aviación Un elemento o conjunto de elementos estructurales han fallado cuando dejan de operar satisfactoriamente o su operación puede provocar daños mayores. Por lo general, un análisis de falla se realiza para encontrar las causa establecer responsabilidades y tomar medidas correctivas para prevenir la recurrencia en un futuro. El origen de una falla se puede encontrar en (ver tabla 10): Tabla 10 Causas generales de fallas

Fuente: Comportamiento Mecánico de los Metales, Universidad nacional de Colombia, Héctor Hernández Albañil, primera edición, noviembre de 1996.

47

2.1.1.3 Ensayos no destructivos. Las pruebas no destructivas consisten en la aplicación de métodos físicos indirectos, cuya finalidad es verificar la sanidad, homogeneidad y continuidad de las piezas examinadas. Las pruebas no destructivas, no alteran de forma permanente las propiedades físicas, químicas, mecánicas, o dimensionales de un material. A continuación se dan a conocer los tipos de ensayos no destructivos más utilizados por la industria aeronáutica, siendo estos conocidos como nondestructive test (NDT).

Ensayo por Líquidos penetrantes. Este método se emplea generalmente para evidenciar discontinuidades superficiales (fisuras, porosidades, pliegues, etc.) sobre casi todos los materiales no porosos (o con excesiva rugosidad o escamado), característica que lo hace utilizable en innumerables campos de aplicación. y es independiente de la geometría y del material de la pieza. La metodología que involucra el ensayo por líquidos penetrantes, es la siguiente: 1. Limpieza de la pieza o la zona a inspeccionar. La preparación de la superficie del material a inspeccionar debe estar orientada a evitar cualquier obstáculo que pueda tapar o eliminar el acceso a las discontinuidades del material. Dichos obstáculos pueden estar ocasionados por suciedad, escoria, pintura, óxidos o incluso acumulación de material, virutas o rebabas procedentes de procesos de conformado mecanizado o manual. 2. Aplicación del penetrante. Conociendo el mecanismo mediante el cual el líquido penetrante va a ser atraído por las cavidades del material, se deduce que puede ser aplicado en cualquier forma, como pueden ser: rociado, impregnación, sumergiendo la pieza o por medio de un spray. La perfecta impregnación del material y la introducción del penetrante en todos sus posibles huecos, requiere un tiempo que generalmente viene especificado por el fabricante, o bien, es recomendable referirse a tablas especialmente desarrolladas para estos casos.

3. Eliminación del penetrante que ha quedado en la superficie. La operación de lavado de la superficie a inspeccionar, con el fin de eliminar el penetrante superficial, sin extraer el que se haya podido introducir en las discontinuidades, ha de realizarse con el máximo cuidado, ya que de ello dependerá lógicamente la exactitud de las indicaciones.

48

4. Aplicación del revelador. Previamente a la aplicación del revelador, deberá realizarse una inspección visual de la superficie a inspeccionar, a objeto de comprobar que ha sido removido por completo el exceso de penetrante. La fase de aplicación de revelador tiene por finalidad absorber, desde la superficie, el penetrante que ha quedado oculto en las discontinuidades del material, a fin que su traza coloreada o fluorescente, nos sirva de indicación del defecto superficial existente.

5. Interpretación y Evaluación de resultados. La fase de interpretación debe concluir con la redacción e un informe en el que se señalen las características del ensayo y los resultados del mismo, mediante su indicación clara sobre un croquis de la pieza, complementado con una explicación escrita, lo más completa posible, acerca de la particularidades de las discontinuidades detectadas.

Ensayo Radiográfico. La radiografía es un proceso de prueba no destructiva que proporciona un registro permanente de película visible que muestra la condición interna de un producto, mediante el cual se puede determinar el grado de perfección de una pieza. La evidencia de este registro de película o radiografía puede sugerir también cómo pueden hacerse mejoras en un proceso. Este método de prueba no destructiva es superior a otros métodos por varios motivos. Cuando se emplea una inspección radiográfica para revisar una pieza, no se altera ni se daña o se destruye en ninguna forma la utilidad de la pieza. Esta inspección puede resultar en ahorro de tiempo, dinero y materiales. Se puede usar la radiografía para inspeccionar piezas fundidas, soldaduras y componentes montados. También se pueden inspeccionar mediante la radiografía diferentes metales ferrosos y no ferrosos, lo mismo que materiales no metálicos como piezas de cerámica y de materiales plásticos. Los rayos X se producen cuando un flujo de electrones de alta velocidad impacta la materia. Esto se debe a la detención o deflexión repentina originada por los átomos del material impactado. Por lo tanto, para producir rayos X se debe reunir tres requisitos básicos: se debe proveer una fuente alimentadora de electrones, debe haber una fuerza que les imprima a los electrones una alta velocidad y los electrones acelerados deben impactar o bombardear el material.

49

Ensayo por Ultrasonidos. La inspección ultrasónica implica el uso de vibraciones de alta frecuencia para localizar defectos dentro de diferentes materiales. Esto es posible por la característica que tienen la mayoría de los materiales estructurales de formar eco o reflejar el ultrasonido cuando hay una interrupción, rotura o inclusión en el mismo. El ultrasonido se genera en pequeñas ráfagas o pulsaciones. Un sonido de alta frecuencia es conducido a la pieza de prueba que se esta inspeccionando a través de una capa de aceite entre un cristal y la pieza (método de inspección por contacto) o a través de una columna de agua (método de inspección por inmersión). Al chocar el ultrasonido contra la superficie de la pieza (como cuando se usa el método de pulsación y eco), gran parte del sonido se refleja y viaja hacia el cristal silente o de escucha. Cuando la onda sonora que regresa choca el cristal, se convierte en pulsaciones eléctricas diminutas que hacen que aparezca un “pico” o línea vertical en un tubo de rayos catódicos.

50

Tabla 11 Resumen de los métodos no destructivos

Método NDT Aplicación Ventajas Desventajas

Óptico visual

Detección de defectos superficiales

Uso simple en áreas donde

otros métodos son poco prácticos

La confiabilidad del método depende

de la habilidad y experiencia del usuario. Se requiere accesibilidad.

Líquidos Penetrantes

Detección de grietas

superficiales en piezas metálicas

Uso simple, precisión, rapidez,

fácil interpretación.

Los defectos deben llegar a

la superficie y ser accesible al operador. El defecto puede estar cubierto por metal o pintura. Es

necesario limpiar la pieza antes y después de cada inspección.

Corrientes parásitas de alta

frecuencia

Detección de grietas

superficiales en superficies metálicas, grietas, pitting, corrosión intergranular y condición de tratamiento

térmico.

Útil para inspeccionar

perforaciones de uniones para detectar grietas no detectables

por métodos visuales o con tintas penetrantes. Rápido,

sensible, portátil.

Se requiere un operador entrenado. Sensible a variaciones del material. Se requieren sensores especiales

para cada aplicación y estándares de referencia.

Corrientes parásitas de baja frecuencia

Detección de defectos

subsuperficiales en materiales metálicos. Medición de

adelgazamiento y espaciado

Útil para detectar presencia de grietas sin remover pernos o

remaches o desarmar la estructura.

Se requiere un operador entrenado. Se necesitan sensores más grandes

para el uso a baja frecuencia. Se requieren sensores especiales para

cada aplicación y estándares de referencia.

Emisiones acústicas

Detección de de laminación, despegues, vacíos y núcleos

aplastados en materiales compuestos y del tipo panal de

abeja.

Basta con inspeccionar una superficie, lectura directa, no requiere retirar la pintura o preparación especial de la

superficie.

Pierde sensibilidad al aumentar el espesor. Se requiere una fuente

eléctrica

Rayos X

Detección de fallas internas y

defectos como grietas, corrosión, intrusiones y cambios

de espesor. Elimina muchas veces la

necesidad de desensamblar.

Tiene alta sensitividad y deja un

registro permanente.

Peligro por la radiación.

Requiere personal entrenado y procesamiento de la placa. El plano de la grieta debe ser casi paralelo

con el filamento de rayos X. Se requiere fuente eléctrica. Se requiere

equipamiento especial para posicionar el tubo de rayos X y la

placa.

Partículas magnéticas

Detección de defectos

superficiales o cercanos a la superficie en materiales

ferromagnéticos de cualquier forma o tratamiento térmico.

Principio simple. Fácil, portátil

Se requiere un operador entrenado.

Las partes deben ser limpiadas antes de la inspección y desmagnetizadas después. El flujo magnético debe ser

normal al plano del defecto.

Ultrasonido

Detección de defectos superficiales o subsuperficiales,

grietas, despegues, fallas en laminados

y medición de espesor en la mayoría de los metales.

Rápido, confiable, fácil de

operar. Los resultados se conocen

inmediatamente y son altamente confiables. Altamente sensible y

portátil.

Se requiere un operador entrenado y una fuente eléctrica. La orientación

del plano de la grieta debe ser conocida para seleccionar el modo

de la onda a utilizar. Se requieren estándares de prueba para

establecer la sensibilidad del instrumento.


51

2.2 Mecánica de fractura. Hay que tener en cuenta que para cualquier investigación sobre el desarrollo de una grieta, se deben emplear los parámetros de mecánica de fracturas. Estos parámetros encierran y describen las consecuencias específicas de una grieta en un componente bajo una carga dada. La información recolectada se transforma en datos para el estudio de crecimiento de la grieta. Esto requiere el conocimiento en la historia de las cargas e información apropiada en el crecimiento de una grieta en el material, que será basada en fatiga por cargas cíclicas aunque el crecimiento se debe al tiempo (carga soportada) que también es posible. El crecimiento se calcula bajo un número de ciclos de carga o un lapso de tiempo respectivamente 2.2.1 Mecánica de la fractura elástica lineal (MFEL). Los métodos de análisis de fractura de un sistema estructura- grieta-carga, tal que, en el frente de la grieta solo se tenga una deformación plástica pequeña rodeada de un campo de esfuerzos y deformaciones linealmente elásticos se conocen como mecánica de fractura elástica lineal, LEFM. 2.2.1.1 Modos de fractura. Antes de analizar las variaciones de esfuerzos y deformaciones en cuerpos fisurados sometidos a cargas externas, es necesario definir los diferentes modos de fractura. En este sentido, existen tres modos básicos de desplazamiento de las caras de una fisura cuando es sometida a tensiones (Ver figura 11):

En el modo I la carga principal es aplicada normal al plano de la grieta y tiende a abrir la grieta. El modo II corresponde a corte en el plano de la grieta y tiende a deslizar una cara de la grieta con respecto a la otra. El modo III se refiere a corte fuera del plano. Un cuerpo agrietado puede estar cargado de acuerdo a cualquiera de estos tres modos o con una combinación de ellos.

52

Figura 11 Los tres modos básicos de fractura:

Fuente: Fractura Mecánica un Enfoque Global, Centro Internacional de Métodos Numéricos, En Ingeniería (CIMNE), Barcelona España, Sergio Oller, Primera edición, Enero 2001. 2.2.1.2 Factor de intensidad de esfuerzos. Una intensidad de esfuerzo en el frente de una grieta se puede generar por cualquier combinación de carga, tamaño, forma, orientación y ubicación de grieta, de manera que cuando dicha intensidad de esfuerzo KI llega a un valor limite, conocido como tenacidad de fractura Kc, se presenta la falla por fractura por crecimiento inestable de la grieta.

, , , , (1)

Donde: KI = factor de intensidad de esfuerzo determinado por análisis de esfuerzos en un elemento estructural con la presencia de una grieta. KI depende de:

• : Tamaño de grieta

• D: Dimensiones del elemento

• σ: Esfuerzo aplicado Kc = tenacidad de fractura: valor critico de KI de crecimiento inestable de grieta. Kc se determina experimentalmente y depende de:

• : temperatura

53

• : rapidez de aplicación de carga

• B: espesor

Cuando en un componente estructural actúa una carga cíclica de amplitud constante perpendicularmente al plano de una grieta, el esfuerzo nominal aplicado varia en un ciclo de carga entre un esfuerzo máximo σmax y un esfuerzo mínimo σmin. Entonces el factor de intensidad de esfuerzos KI ( σ√ ) también varia entre (ver figura 12):

σmax √ (2)

σmin √ (3)

El factor KI depende del tamaño de la grieta. Luego la variación del factor de intensidad de esfuerzo ∆K en un ciclo de carga es:

∆ ∆ √ (4)

Donde:

• β= factor adimensional que depende de parámetros geométricos de la grieta.

• Δσ σmax σmin

• = longitud de la grieta

54

Figura 12 Parámetros de LEFM en crecimiento de grietas por fatiga


2.2.1.3 Tamaño crítico de la grieta, . En servicio una grieta de tamaño subcrítico puede crecer hasta llegar al tamaño crítico de fractura, típicamente por fatiga, corrosión o esfuerzo.

1 1

(5) Donde:

• β = factor adimensional que depende de parámetros geométricos de la grieta.

• Kc = tenacidad de fractura para condición de esfuerzo plano en punta de grieta.

55

2.2.1.4 Propagación de grietas por fatiga

Caracterización mecánica de los esfuerzos de fatiga. En general un esfuerzo fluctuante uniaxial de fatiga de amplitud constante varia con el tiempo (ver figura 13). Figura 13 Nomenclatura de esfuerzos fluctuantes de fatiga

Fuente: Comportamiento Mecánico de los Metales, Universidad nacional de Colombia, Héctor Hernández Albañil, primera edición, noviembre de 1996. La figura 5 se define como: • Esfuerzo medio, σm. Es el esfuerzo fluctuante que provoca la falla por fractura a N ciclos de esfuerzo. Promedio algebraico del esfuerzo máximo y el esfuerzo mínimo en un ciclo de esfuerzo:

σm σmax σmin

2

(6)

56

• Amplitud de esfuerzo, σa. Mitad de la diferencia algebraica entre el esfuerzo máximo y el esfuerzo mínimo en un ciclo de esfuerzo:

σa σmax σmin

2

(7)

• Intervalo de esfuerzo o variación del esfuerzo cíclico de carga, ∆σ. Diferencia algebraica entre el esfuerzo máximo y el esfuerzo mínimo en un ciclo de esfuerzo.

∆σ σmax σmin (8)

• Relación de esfuerzo, R. Relación algebraica entre el esfuerzo mínimo y el esfuerzo máximo en un ciclo de esfuerzo:

σminσmax

KminKmax

(9)

Los valores de R indican más claramente el tipo de ciclo de carga (ver figura 14).

57

Figura 14 Tipos de ciclos de carga

Fuente: Metalurgia Mecánica, Jorge Luis González, Serie Tecnologías Mecánicas, Noriega Limusa. • Curva de fatiga σ-N. Las pruebas de vida σ-N, consiste en la aplicación de una amplitud de esfuerzo y R constantes, a temperatura, frecuencia y condiciones ambientales controladas y su objetivo es determinar el número de ciclos hasta la falla (ver figura 15).

58

Figura 15 Curva σ – N

Fuente: Comportamiento Mecánico de los Metales, Universidad nacional de Colombia, Héctor Hernández Albañil, primera edición, noviembre de 1996. 2.2.1.5 Vida de propagación de grietas por fatiga. La vida residual por fatiga es determinada por el número de ciclos de esfuerzo que se deben aplicar para que una grieta de tamaño inicial detectado i, crezca a un tamaño máximo admisible especificado . Frecuentemente, para estimar el número de ciclos de crecimiento de grieta, al considerar la rapidez de crecimiento de ésta, se emplea la ecuación:

∆ ∆

(10)

Remplazamos la amplitud de esfuerzo aplicado constante ∆ ∆ √ e integrando queda:

∆1

/ ∆

2 1

(11)

59

Donde: • β = Factor adimensional que depende de parámetros geométricos de la grieta. • ∆σ = Intervalo de esfuerzo • = Longitud inicial de la grieta. • = Longitud final o crítica de la grieta.

• C y n = Son constantes experimentales que dependen del material, relación de esfuerzo, medio ambiente, temperatura y frecuencia de aplicación de esfuerzo.

Las constantes C y n son de esta manera:

1

1 1

(12)

Por lo tanto la constante de intersección C depende claramente de R, mientras que la pendiente n no es afectada.las variables para algunos materiales están a continuación (ver tabla 12): Tabla 12 Constantes utilizadas en la ecuación de la constante C para varios materiales.

Material

Fluencia

σ0

Tenacidad

KIc

C1

C1

n1

Kc

√

/

√

/

√

√

0

2024 –T3 Al 353 (51.2)

34 (31)

. . 3.59 110 (100)

0.680 -----

7075-T6 503 (73)

29 (26)

. . 3.70 78.8 (71.6)

0.641 0

Fuente: http: Aeroespacial Structural Metals.

60

3. METODOLOGÍA

3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN Empírico analítico 3.2 LÍNEA DE INVESTIGACIÓN DE USB / SUB-LÍNEA DE FACULTAD / CAMPO TEMÁTICO DEL PROGRAMA LÍNEA DE INVESTIGACIÓN. Línea de investigación: Tecnologías Actuales y Sociedad Sub-línea de Facultad: Instrumentación y Control de Procesos. Campo Temático del programa: Diseño y Construcción de Aeronaves.

3.3 TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE INFORMACIÓN Para la recolección de los datos requeridos para efectos de esta investigación, se revisaron las siguientes fuentes: • Manuales de mantenimiento para la aeronave Dash- 8 proporcionado por Aires

S.A. para localización de la zona afectada.

• Manuales de peso y balance para la aeronave Dash- 8 proporcionado por Aires S.A. para localización de los centros de gravedad y aerodinámico.

• Reportes de inspecciones y proporcionado por Aires S.A. • Revisión permanente y temporal para la aeronave Dash- 8 proporcionado por

Aires S.A. para identificar los tipos de reparación. • Información pública de procesos de operación de aeronaves Dash- 8 en el

mundo.

61

3.4. HIPÓTESIS La vida operacional del ladder plate ubicado en la sección seca del tanque de combustible del avión Dash 8-200 se dará a conocer en un rango de ciclos de falla, hallando en primer lugar los factores que influyen directamente en el crecimiento de la grieta como son el factor de intensidad de esfuerzo, el esfuerzo medio, la relación de esfuerzos, entre otros. Finalmente confirmará la veracidad del análisis con una comparación del estudio realizado y los el registros de fallas que lleva Aires SA para las aeronaves Dash -8 100 y 300, proporcionando así soluciones para implementar en el mantenimiento preventivo.

3.5. VARIABLES

3.5.1 Variables dependientes • Diferentes valores en las cargas de operación.

• Datos de mantenimiento con las causas de fatiga.

3.5.2 Variables independientes • Fuerza aplicadas en el análisis de fatiga.

• Coeficientes de intensidad de esfuerzo. • Valor critico de la grieta. • Esfuerzo máximo y mínimo del material. • Geometría de la pieza. • Propiedades mecánicas del componente.

62

4. DESARROLLO INGENIERIL

4.1 CÁLCULO DE CICLOS DE FALLA EN MATLAB 4.1.1 Cálculo del Factor adimensional que depende de parámetros geométricos de la grieta. Con la ecuación del tamaño critico de la grieta:

Se puede hallar el factor adimensional β, debido a que este es una constante dependiente del tamaño de la grieta. Debido a que se conoce las variables:

• ac: Factor crítico de la grieta

• Kc: tenacidad de fractura para condición de esfuerzo plano en punta de grieta.

• σmax: Esfuerzo máximo del material.

Se despeja β:

(13) Realizando la programación de la anterior ecuación en el software MATLAB:

63

Como resultado, se obtiene que β es igual a 0.5446 para una grieta con un tamaño critico de 0.02032metros y con un esfuerzo máximo de572 MPa. 4.1.2 Factor de intensidad de esfuerzos, KImax- KImin y Variación del factor de intensidad de esfuerzos, ∆K Luego de haber hallado el factor adimensional β, se programa el factor de intensidad de esfuerzos para una longitud de grieta máxima de 0.02032 m. Se conoce la ecuación del factor de intensidad máximo, KImax:

σmax √ σmin √

64

Realizando la programación en MATLAB:

Tenemos que el factor de intensidad de esfuerzos máximo y mínimo es.

Finalizando, con la ecuación:

∆ ∆ √ Se realiza la programación de la variación del factor de intensidad de esfuerzos, ∆K:

65

Y obtenemos que la variación del factor intensidad de esfuerzos es:

A continuación, se muestra la gráfica de los Factores de intensidad de esfuerzos, KImax- KImin con su respectiva variación de intensidad de esfuerzos, ∆K (ver figura 16): Figura 16 Factor de intensidad de esfuerzos KImax y KImin y variación del factor de intensidad de esfuerzos ∆K

Esta gráfica muestra el valor de la variación del esfuerzo nominal aplicado en un ciclo de carga, este valor corresponde a 9,4943 y es la diferencia entre el factor de intensidad de esfuerzos, KImax con un esfuerzo máximo aplicado es de 572MPa y el factor de intensidad de esfuerzos, KImin, con esfuerzo mínimo aplicado es de 503MPa. Cabe resaltar que el factor de intensidad de esfuerzos fue calculado para una longitud crítica de grieta de 0.02032 m.

66

4.1.3 Caracterización mecánica de los esfuerzos de fatiga. Ya que se conoce el valor del esfuerzo máximo y mínimo del aluminio para aviación 7075 t6, se llevó a cabo el cálculo de los siguientes esfuerzos, mediante el empleo del SOFTWARE MATLAB. Los resultados obtenidos, tabulados en Excel, son los siguientes (ver tabla 13): Tabla 13 Esfuerzos

Esfuerzo máximo

Esfuerzo mínimo

Esfuerzo medio

Amplitud de esfuerzo

Intervalo de esfuerzo

Relación de

esfuerzos σmax (MPa)

σmin(MPa)

σm(MPa)

σa(MPa)

∆σ (MPa)

R

572 503 537.5000 34.5000 69 0.8794 572 504 538.0000 34.0000 68 0.8811 572 505 538.5000 33.5000 67 0.8829 572 506 539.0000 33.0000 66 0.8846 572 507 539.5000 32.5000 65 0.8864 572 508 540.0000 32.0000 64 0.8881 572 509 540.5000 31.5000 63 0.8899 572 510 541.0000 31.0000 62 0.8916 572 511 541.5000 30.5000 61 0.8934 572 512 542.0000 30.0000 60 0.8951 572 513 542.5000 29.5000 59 0.8969 572 514 543.0000 29.0000 58 0.8986 572 515 543.5000 28.5000 57 0.9003 572 516 544.0000 28.0000 56 0.9021 572 517 544.5000 27.5000 55 0.9038 572 518 545.0000 27.0000 54 0.9056 572 519 545.5000 26.5000 53 0.9073 572 520 546.0000 26.0000 52 0.9091 572 521 546.5000 25.5000 51 0.9108 572 522 547.0000 25.0000 50 0.9126 572 523 547.5000 24.5000 49 0.9143 572 524 548.0000 24.0000 48 0.9161 572 525 548.5000 23.5000 47 0.9178 572 526 549.0000 23.0000 46 0.9196 572 527 549.5000 22.5000 45 0.9213 572 528 550.0000 22.0000 44 0.9231 572 529 550.5000 21.5000 43 0.9248 572 530 551.0000 21.0000 42 0.9266 572 531 551.5000 20.5000 41 0.9283 572 532 552.0000 20.0000 40 0.9301 572 533 552.5000 19.5000 39 0.9318 572 534 553.0000 19.0000 38 0.9336 572 535 553.5000 18.5000 37 0.9353

67

572 536 554.0000 18.0000 36 0.9371 572 537 554.5000 17.5000 35 0.9388 572 538 555.0000 17.0000 34 0.9406 572 539 555.5000 16.5000 33 0.9423 572 540 556.0000 16.0000 32 0.9441 572 541 556.5000 15.5000 31 0.9458 572 542 557.0000 15.0000 30 0.9476 572 543 557.5000 14.5000 29 0.9493 572 544 558.0000 14.0000 28 0.9510 572 545 558.5000 13.5000 27 0.9528 572 546 559.0000 13.0000 26 0.9545 572 547 559.5000 12.5000 25 0.9563 572 548 560.0000 12.0000 24 0.9580 572 549 560.5000 11.5000 23 0.9598 572 550 561.0000 11.0000 22 0.9615 572 551 561.5000 10.5000 21 0.9633 572 552 562.0000 10.0000 20 0.9650 572 553 562.5000 9.5000 19 0.9668 572 554 563.0000 9.0000 18 0.9685 572 555 563.5000 8.5000 17 0.9703 572 556 564.0000 8.0000 16 0.9720 572 557 564.5000 7.5000 15 0.9738 572 558 565.0000 7.0000 14 0.9755 572 559 565.5000 6.5000 13 0.9773 572 560 566.0000 6.0000 12 0.9790 572 561 566.5000 5.5000 11 0.9808 572 561 567.0000 5.0000 10 0.9825 572 563 567.5000 4.5000 9 0.9843 572 564 568.0000 4.0000 8 0.9860 572 565 568.5000 3.5000 7 0.9878 572 566 569.0000 3.0000 6 0.9895 572 567 569.5000 2.5000 5 0.9913 572 568 570.0000 2.0000 4 0.9930 572 569 570.5000 1.5000 3 0.9948 572 570 571.0000 1.0000 2 0.9965 572 571 571.5000 0.5000 1 0.9983 572 572 572.0000 0 0 1.0000

Los datos de la tabla 13 son analizados como se puede apreciar a continuación (ver figura 17):

68

Figura 17 Esfuerzos fluctuantes de fatiga

Podemos apreciar que el pico más alto y el más bajo de la figura 17, corresponde al esfuerzo cíclico de carga ∆σ=69; este esfuerzo cíclico se detalla a continuación (ver figura 18): Figura 18 Factor de intensidad de esfuerzos KImax y KImin y variación del factor de intensidad de esfuerzos ∆K

490

500

510

520

530

540

550

560

570

580Esfuerzos fluctuantes de fatiga

69

De la figura 18 se analiza: Hay un esfuerzo fluctuante de amplitud constante; se puede apreciar que el esfuerzo máximo 572MPa, se encuentra en el pico más alto de la gráfica, al igual que el esfuerzo mínimo 503MPa, está localizado en el pico más bajo de la gráfica. Además, se puede apreciar el Intervalo de esfuerzo o variación del esfuerzo cíclico de carga 69MPa, que es el valor medio entre el pico más alto y el más bajo. Por otra parte, el valor de ciclo de carga R, indica el tipo de ciclo de carga y de acuerdo a la figura, se concluye que el tipo de carga es tensión – tensión puesto que 0<0.8794<1. Finalmente, como el esfuerzo medio es diferente de cero, el esfuerzo de fatiga se ve como la superposición de un esfuerzo alterno-cíclico de inversión completa de magnitud 34.5MPa a un esfuerzo estático estacionario de magnitud 537,5MPa. 4.1.4 Curva de fatiga σ-N. Para obtener las iteraciones de los ciclos de vida primero se realiza el cálculo de la constante de la ecuación de Paris C:

1

Donde la constante de intersección C depende claramente de R, mientras que La constante exponencial de París para el aluminio 7075t6 n=3.70 no es afectada. En la siguiente tabla se encuentra la tabulación de los datos de la constante C, junto con las iteraciones de los ciclos de falla, correspondientes para cada intervalo de esfuerzo. La programación realizada en MATLAB, ha sido previamente tabulada en EXCEL (ver tabla 14):

70

Tabla 14 Ciclo de Vida

Esfuerzo máximo

Esfuerzo mínimo

Intervalo de esfuerzo

Relación de

esfuerzos

Constante de Paris n=3.7

Vida de falla

σmax (MPa)

σmin(MPa)

∆σ(MPa)

R C /

√

N

572 503 69 0.8794 4,50e-010 21675 572 504 68 0.8811 4,5857e-010 22451 572 505 67 0.8829 4,6796e-010 23240 572 506 66 0.8846 4,7714e-010 24097 572 507 65 0.8864 4,8720e-010 24971 572 508 64 0.8881 4,9706e-010 25921 572 509 63 0.8899 5,0788e-010 26890 572 510 62 0.8916 5,1849e-010 27947 572 511 61 0.8934 5,3015e-010 29027 572 512 60 0.8951 5,4159e-010 30206 572 513 59 0.8969 5,5419e-010 31413 572 514 58 0.8986 5.6656e-010 32733 572 515 57 0.9003 5,7943e-010 34134 572 516 56 0.9021 5,9363e-010 35572 572 517 55 0.9038 6,0760e-010 37150 572 518 54 0.9056 6,2304e-010 38775 572 519 53 0.9073 6,3826e-010 40560 572 520 52 0.9091 6,5510e-010 42403 572 521 51 0.9108 6,7174e-010 44433 572 522 50 0.9126 6,9018e-010 46534 572 523 49 0.9143 7,0842e-010 48854 572 524 48 0.9161 7,2868e-010 51261 572 525 47 0.9178 7,4876e-010 53928 572 526 46 0.9196 7,7111e-010 56702 572 527 45 0.9213 7,9332e-010 59784 572 528 44 0.9231 8,1808e-010 63001 572 529 43 0.9248 8,4273e-010 66588 572 530 42 0.9266 8,7029e-010 70345 572 531 41 0.9283 8,9781e-010 74548 572 532 40 0.9301 9,2865e-010 78967 572 533 39 0.9318 9,5952e-010 83932 572 534 38 0.9336 9,9422e-010 89174 572 535 37 0.9353 1,0291e-009 95086 572 536 36 0.9371 1,0684e-009 101360 572 537 35 0.9388 1,1080e-009 108470 572 538 34 0.9406 1,1528e-009 116060 572 539 33 0.9423 1,1981e-009 124720 572 540 32 0.9441 1,2496e-009 134000 572 541 31 0.9458 1,3020e-009 144630 572 542 30 0.9476 1,3617e-009 156130 572 543 29 0.9493 1,4227e-009 169410

71

572 544 28 0.9510 1,4886e-009 184360 572 545 27 0.9528 1.5645e-009 200680 572 546 26 0.9545 1.6426e-009 219780 572 547 25 0.9563 1.7331e-009 240830 572 548 24 0.9580 1.8269e-009 265720 572 549 23 0.9598 1.9363e-009 293460 572 550 22 0.9615 2.0507e-009 326630 572 551 21 0.9633 2.1854e-009 364060 572 552 20 0.9650 2.3275e-009 409470 572 553 19 0.9668 2.4966e-009 461510 572 554 18 0.9685 2.6771e-009 525710 572 555 17 0.9703 2.8947e-009 600700 572 556 16 0.9720 3.1305e-009 695120 572 557 15 0.9738 3.4193e-009 808060 572 558 14 0.9755 3.7380e-009 954130 572 559 13 0.9773 4.1368e-009 1134100 572 560 12 0.9790 4.5874e-009 1375300 572 561 11 0.9808 5.1673e-009 1684600 572 561 10 0.9825 5.8444e-009 2119200 572 563 9 0.9843 6.7508e-009 2709400 572 564 8 0.9860 7.8608e-009 3597700 572 565 7 0.9878 9.4375e-009 4911300 572 566 6 0.9895 1.1519e-008 7117800 572 567 5 0.9913 1.4788e-008 10885000 572 568 4 0.9930 1.9739e-008 18620000 572 569 3 0.9948 2.9296e-008 36372000 572 570 2 0.9965 4.9566e-008 96366000 572 571 1 0.9983 1.2935e-007 479900000 572 572 0 1.0000 Inf Inf

Los datos de la tabla 14 son tabulados y son analizados como se puede apreciar a continuación (ver figura 19):

72

Figura 19 Curva de fatiga σ-N

De la figura 19 se puede apreciar un rango de ciclos con sus respectivos esfuerzos. En términos generales a medida que disminuye el intervalo del esfuerzo cíclico aumenta el número de ciclos de fractura. Si vemos el extremo superior de la línea indica que el ladder plate cuyo material es de aluminio 7075t6 puede comenzar a presentar falla a un número de ciclos de 21675 con una variación de esfuerzo cíclico de 69MPa. A medida que la variación de esfuerzo cíclico disminuye los ciclos de falla aumentan y por consiguiente la vida operacional del ladder plate será más larga.

21675, 69

42403, 52

66588, 43

95086, 37

200680, 27

808060, 15

4911300, 7

479900000, 10

10

20

30

40

50

60

70

80

1 10 100 1000 10000 100000 1000000 10000000100000000 1E+09

Intervalo de

l esfue

rzo cìclico, Δσ

Ciclos de falla, ΔN

CICLOS DE FALLA VS VARIACIÒN DEL ESFUERZO CÌCLICO

73

4.2 CÁLCULO DE ESFUERZOS EN ANSYS WORKBENCH 4.2.1 Cálculo de distribución de Lift y distribución de drag – Dash 8. Para hallar el Lift y Drag se empleo las ecuaciones (13) y (14) respectivamente:

(13)

(14) Además para indicar el análisis de las fuerzas se requería conocer las propiedades aerodinámicas de los perfiles del ala para poder desplazar estas propiedades al ala completa, es por ello que iniciando el cálculo se requirió analizar los perfiles tanto de la raíz, como el de la punta. Para ello se requirió conocer el Reynolds de operación de la aeronave en la condición de vuelo entregada, empleando las siguientes especificaciones (ver tabla 15): Tabla 15 Especificaciones en vuelo de crucero del Dash 8

Velocidad de vuelo

Densidad a 25000 ft

Viscosidad Velocidad del sonido (a)

Mach

149.1667 m/s 0.549216 Kg/m^3 0.0000154 kg/m/s 309.904 m/s 0.4813 Por lo tanto el Reynolds se obtiene mediante la siguiente ecuación:

· · . · . · .

.12105603 12000000

(15)

74

Tabla 16 Iteraciones del coeficiente de Lift. Perfil de Raíz y Perfil de Punta. Dash 8-200 airfoil análisis Root Tip

Alfa CL Alfa CL

-10 -0,9912 -10 -0,9292

-9 -0,8822 -9 -0,8092

-8 -0,7716 -8 -0,7057

-7 -0,6597 -7 -0,5998

-6 -0,547 -6 -0,492

-5 -0,4336 -5 -0,3823

-4 -0,3189 -4 -0,2715

-3 -0,2053 -3 -0,1599

-2 -0,0903 -2 -0,0476

-1 0,0242 -1 0,0644

0 0,1389 0 0,1735

1 0,2544 1 0,2802

2 0,3698 2 0,385

3 0,484 3 0,4935

4 0,5973 4 0,6019

5 0,709 5 0,7104

6 0,8192 6 0,8185

7 0,9276 7 0,9259

Dash 8-200 airfoil análisis Root Tip

Alfa CL Alfa CL

8 1,0338 8 1,0298

9 1,1357 9 1,129

10 1,257 10 1,2384

11 1,3601 11 1,3514

12 1,4564 12 1,461

13 1,5519 13 1,5347

14 1,6424 14 1,5838

15 1,7177 15 1,6333

16 1,7797 16 1,6747

17 1,8398 17 1,7163

18 1,8828 18 1,7277

19 1,9253 19 1,7404

20 1,9497 20 1,7239

21 1,9474 21 1,7061

22 1,919 22 1,6674

23 1,872 23 1,5739

24 1,7931 24 1,5285

25 1,7023 25 1,4166

75

Figura 20 Coeficiente de Lift. Perfil de la Raíz y Perfil de la Punta.

‐1,5

‐1

‐0,5

0

0,5

1

1,5

2

2,5

‐20 ‐10 0 10 20 30

Coeficiente de

Lift

Alfa

Perfil raiz

Perfil punta

76

Observando las gráficas de la variación del coeficiente de sustentación de los perfiles se aprecia que estos perfiles entran en pérdida aproximadamente a los 19º esto es verdaderamente alto, pero se debe considerar el hecho de que son perfiles en dos dimensiones, para realizar el cálculo de acuerdo al peor de los escenarios se ha decidido asumir que el ala caerá en perdida a los 19º (casi imposible pero se asume para tener en cuenta el peor de los casos). Utilizando el programa AVL desarrollado por el profesor de aerodinámica de la Universidad MIT, Mark Drela, y que en base utiliza el método de panel se realizara el cálculo para la distribución de lift y distribución de drag correspondientes para la condición dada (ver tabla 17). Tabla 17 Iteraciones de la Distribución de Lift y de Drag

77

Figura 21 Distribución del coeficiente de Lift.

Figura 22 Distribución coeficiente de Drag.

0

0,5

1

1,5

2

2,5

0 2 4 6 8 10 12 14

CL normalizad

o

y

Distribuci…

0

0,02

0,04

0,06

0,08

0,1

0,12

0,14

0 2 4 6 8 10 12 14

Coeficiente de

drag

y

Distribució…

78

4.2.2 Estudio de esfuerzos Se incluyo las cargas distribuidas del Lift y Drag y las cargas puntuales correspondientes a los pesos; del motor, tanque de combustible y tren de aterrizaje. Debido a que el ala se asemeja a una viga cantiléver se empotro el wing box (ver figura23). Figura 23 Static structural

79

Figura 24 Life. Tanque completo.

Se visualizan los diferentes puntos de ciclos de vida entre un rango de 20000 hasta 479900000 ciclos (ver figura 24). Como se observa el área de estudio está dentro del rango de ciclos calculado anteriormente (ver figura 19 - pág.73).

80

Figura 25 Life. Acercamiento del tanque.

Realizando una ampliación se muestra que la sección de análisis del ladder plate que tiene 4.605.800 ciclos que es un rango bastante alto, el cual puede llevar considerablemente a la fatiga. En el stringer 4 en la parte inferior se presenta un rango mínimo entre 200 y 20000 ciclos (ver figura 25).

81

Figura 26 Normal Stress. Tanque completo

Se presenta el stress normal que soporta el ladder plate en el eje Z. Visualizándose la concentración de los máximos y mínimos esfuerzos del ladder plate sobre el stringer 4 (ver figura 26)

82

Figura 27 Normal Stress. Acercamiento del tanque.

Tal como lo muestra el resultado del análisis realizado por elementos finitos mediante el programa Ansys Workbench, se visualiza el punto máximo de stress normal a tensión con un valor de 4,64e10Pa (color rojo) y los valores mínimos de stress normal a compresión entre 1,9883e10Pa (color azul claro) y 3,8821e10Pa (color azul oscuro), ubicados sobre el stringer 4 (ver figura27).

83

Figura 28 Equivalent stress. Tanque completo.

Adicionalmente durante el estudio realizado se encontró otro punto máximo de stress por tensión (stress equivalente) con un valor de 1,2415e10Pa (color rojo), entre la estación Yw 139.20 y el Yw 171.20 sobre el stringer 6, (ver figura 28).

84

Figura 29 Equivalent stress. Acercamiento del tanque

Los valores de máxima tensión se encuentran en el ladder plate en la división entre sección seca del tanque de combustible y el motor. Y se señala un punto de tensión máxima de 1,2415e10Pa (ver figura29).

85

Figura 30 Total Deformation. Tanque completo

Se observa la máxima deformación que puede llegar a sufrir el borde del ladder plate de la sección seca del tanque de combustible entre la estación Yw 42.00 y Yw 139.20 (en condiciones máximas) (ver figura 30). A continuación se mostrara una ampliación detallando la deformación (ver figura 31)

86

Figura 31 Total Deformation. Vista frontal.

Debido a que los esfuerzos aplicados son muy altos y se concentran en un solo punto se presenta una deformación máxima de 0.90741m sobre el eje z (color rojo). Se puede predecir que esta deformación es la causa de la aparición de la grieta, pero hay que tener en cuenta que la magnitud elevada de esta deformación es debida a ausencia de las costillas en la estructura analizada (limitación).

87

5. ANÁLISIS DE RESULTADOS Debido a la presencia de la falla en el ladder plate ubicado sobre los estringer 4 y 6 entre la estación Yw 42.0 hasta Yw 139.2 de la sección seca del tanque de combustible de las aeronaves Dash 8- 100 y 300, con un rango de aparición de 33580 a 61249 ciclos de vuelo según el reporte de inspecciones realizado en AIRES S.A, se vio indispensable llevar a cabo el cálculo de los ciclos de falla y el análisis de esfuerzos para aportar posibles soluciones en el mantenimiento preventivo de la flota de aviones Dash 8-200, puesto que se ha empezado a operar con esta flota y aún no se ha presentado reportes de aparición de la falla en la sección anteriormente nombrada. En el análisis de los ciclos de falla para la aeronave Dash 8-200 se concluyó que la falla comenzará a generarse desde 21675 ciclos con una variación de esfuerzos de 69MPa y a medida que disminuye el intervalo del esfuerzo cíclico aumenta el número de ciclos de fractura y por consiguiente la vida operacional del ladder plate será más larga. En el análisis de esfuerzos realizados en Ansys Workbench se detecto: Del stress normal que soporta el ladder plate a lo largo del eje Z, se visualiza el punto máximo de stress normal a tensión con un valor de 4,64e10Pa (color rojo) y los valores mínimos de stress normal a compresión entre 1,9883e10Pa (color azul claro) y 3,8821e10Pa (color azul oscuro), ubicados sobre el stringer 4 Por otra parte durante el análisis del equivalent stress ó la tensión von Mises (con el cual se estima la fluencia de material dúctiles) se encontró otro punto máximo de stress por tensión con un valor de 1,2415e10Pa (color rojo) entre la estación Yw 139.20 y el Yw 171.20 sobre el stringer 6, localizado en el ladder plate que esta sobre el motor. Finalmente se determino la máxima deformación que puede llegar a sufrir el borde del ladder plate de la sección seca del tanque de combustible entre la estación Yw 42.00 y Yw 139.20 (en condiciones máximas), debido a que los esfuerzos aplicados son muy altos y se concentran en un solo punto se presenta una deformación máxima de 0.90741m sobre el eje z (color rojo). Se puede predecir que esta deformación es la causa de la aparición de la grieta, pero hay que tener en cuenta que la magnitud elevada de esta deformación es debida a ausencia de las costillas en la estructura analizada (limitación).

88

Comparando los cálculos de ciclos de vida obtenidos en Matlab y Workbench se concluye que los ciclos de vida obtenidos en Ansys Workbench varían en un rango entre 20000 y 4.605.800 ciclos de vida, los cuales están cercanos al rango de ciclos calculados en Matlab, valores que varían entre 21675 hasta 479.900.000 ciclos. Con lo anterior se puede determinar la veracidad de los resultados determinando finalmente que el stringer inicialmente comienza a evidenciar la falla a los 20000 ciclos y a medida de que aumenta la frecuencia con que el ala experimenta un movimiento ascendente y descendente el ladder plate comienza a presentar falla a los 4.605.800 ciclos.

89

6. CONCLUSIONES

El interés por determinar el rango de aparición de la falla en la sección seca del tanque de combustible del avión Dash 8- 200, surge de la necesidad de comprobar las causas de la aparición de esta en las aeronaves Dash 8- 100 y 300. En el análisis de los ciclos de falla para la aeronave Dash 8-200 se concluyó que la falla comenzará a generarse desde 21675 ciclos con una variación de esfuerzos de 69MPa y a medida que disminuye el intervalo del esfuerzo cíclico aumenta el número de ciclos de fractura y por consiguiente la vida operacional del ladder plate será más larga. Además durante el análisis de esfuerzos realizados en Ansys Workbench se detecto: • El punto máximo de stress normal a tensión esta entre 4,64e10Pa. Los puntos mínimos de stress normal a compresión están entre 1,9883e10Pa y 3,8821e10Pa, ubicados sobre el stringer 4. • El punto máximo de stress a tensión (equivalent stress) es de 1,2415e10Pa, ubicado entre la estación Yw 139.20 y el Yw 171.20 sobre el stringer 6, localizado en el ladder plate que esta sobre el motor.

• La máxima deformación que puede llegar a sufrir el borde del ladder plate entre la estación Yw 42.00 y Yw 139.20 (en condiciones máximas) es de 0.90741m, debido a que los esfuerzos aplicados son altos y se concentran en un solo punto; por lo anterior se puede predecir que esta deformación es la causa de la aparición de la grieta, pero hay que tener en cuenta que la magnitud elevada de esta deformación es debida a ausencia de las costillas en la estructura analizada (limitación).

90

7. RECOMENDACIONES La inspección y el mantenimiento son esenciales en la decisión de retirar las piezas y/o partes, antes que las grietas alcancen su longitud crítica. Basándose en la información arrojada por esta investigación se recomienda continuar con el proceso de análisis utilizando el software ANSYS WORKBENCH como herramienta de evaluación del comportamiento de fluencia del componente. Se sugiere realizar un seguimiento detallado de la aparición de la falla en la zona afectada llevando un registro de datos adecuado, teniendo en cuenta los reportes que se presenten por parte de los pilotos junto con los reportes del departamento de ingeniería y mantenimiento. Este análisis tiene un margen de error debido a las limitaciones de información y planos detallados que la empresa Aires SA pudo proporcionarnos.

91

8. BIBLIOGRAFÍA

AVL utiliza una licencia gratuita. GNU General Public License. Version 2, June 1991. Copyright (C) 1989, 1991 Free Software Foundation, Inc.. 51 Franklin St, Fifth Floor, Boston, MA 02110-1301 USA. Everyone is permitted to copy and distribute verbatim copies of this license document, but changing it is not allowed. http://web.mit.edu/drela/Public/web/gpl.txt GONZALEZ, Jorge Luis. Metalurgia Mecánica. Serie Tecnologías Mecánicas. Noriega Limusa. 284p HERNÁNDEZ ALBAÑIL, Héctor. ESPEJO MORA, Edgar. Mecánica de Fractura y Análisis de Falla, Universidad nacional de Colombia. Primera edición, noviembre de 2002. 490p. OLLER, Sergio. Fractura Mecánica Un Enfoque Global. Centro internacional de métodos numéricos, En Ingeniería (CIMNE), Barcelona España. Primera edición, Enero 2001. 320p

92

Anexo A Programación Esfuerzos ANSYS WORKBENCH

Project

First Saved Wednesday, October 22, 2008

Last Saved Friday, October 24, 2008

Product Version 11.0 Release

93

Contents

• Model o Geometry

42-171.par o Mesh o Named Selections o Static Structural

Analysis Settings Loads Solution

Solution Information Results Max Equivalent Stress

Results Max Shear Stress

Results Fatigue Tool

Results o Linear Buckling

Initial Condition Analysis Settings Solution

Solution Information Results

• Material Data o Aluminum Alloy

Units

TABLE 1 Unit System Metric (m, kg, N, °C, s, V, A)

Angle Degrees

Rotational Velocity rad/s

Model

• Geometry

TABLE 2 Model > Geometry

Object Name Geometry

State Fully Defined

Definition

94

Source F:\42-171.par

Type Solid Edge

Length Unit Meters

Element Control Program Controlled

Display Style Part Color

Bounding Box

Length X 1,0979 m

Length Y 3,2766 m

Length Z 0,36827 m

Properties

Volume 5,9456e-002 m³

Mass 164,69 kg

Statistics

Bodies 1

Active Bodies 1

Nodes 28591

Elements 16687

Preferences

Import Solid Bodies Yes

Import Surface Bodies Yes

Import Line Bodies Yes

Parameter Processing Yes

Personal Parameter Key DS

CAD Attribute Transfer No

Named Selection Processing No

Material Properties Transfer No

CAD Associativity Yes

Import Coordinate Systems No

Reader Save Part File No

Import Using Instances Yes

Do Smart Update No

Attach File Via Temp File No

95

Analysis Type 3-D

Mixed Import Resolution None

Enclosure and Symmetry Processing Yes

TABLE 3 Model > Geometry > Parts

Object Name 42-171.par

State Meshed

Graphics Properties

Visible Yes

Transparency 1

Definition

Suppressed No

Material Aluminum Alloy

Stiffness Behavior Flexible

Nonlinear Material Effects Yes

Bounding Box

Length X 1,0979 m

Length Y 3,2766 m

Length Z 0,36827 m

Properties

Volume 5,9456e-002 m³

Mass 164,69 kg

Centroid X 0,90126 m

Centroid Y -1,6428 m

Centroid Z 3,0439e-002 m

Moment of Inertia Ip1 150,27 kg·m²



Statistics

Nodes 28591

Elements 16687

96

Mesh

TABLE 4 Model > Mesh

Object Name Mesh

State Solved

Defaults

Physics Preference Mechanical

Relevance 0

Advanced

Relevance Center Coarse

Element Size 0,7 m

Shape Checking Standard Mechanical

Solid Element Midside Nodes Program Controlled

Straight Sided Elements No

Initial Size Seed Active Assembly

Smoothing Low

Transition Fast

Statistics

Nodes 28591

Elements 16687

Named Selections

TABLE 5 Model > Named Selections > Named Selections

Object

Name

Problematic

Geometry

Problematic

Geometry 2

Problematic

Geometry 3

Problematic

Geometry 4

Problematic

Geometry 5

State Fully Defined

Scope

Geometry 6 Faces 2 Faces 1 Face

Statistics

Type Manual

Total

Selection 6 Faces 2 Faces 1 Face

97

Suppressed 0

Hidden 0

Static Structural

TABLE 6 Model > Analysis

Object Name Static Structural

State Fully Defined

Definition

Physics Type Structural

Analysis Type Static Structural

Options

Reference Temp 22, °C

TABLE 7 Model > Static Structural > Analysis Settings

Object Name Analysis Settings

State Fully Defined

Step Controls

Number Of Steps 1,

Current Step Number 1,

Step End Time 1, s

Auto Time Stepping Program Controlled

Solver Controls

Solver Type Program Controlled

Weak Springs Program Controlled

Large Deflection Off

Inertia Relief Off

Nonlinear Controls

Force Convergence Program Controlled

Moment Convergence Program Controlled

Displacement Convergence Program Controlled

Rotation Convergence Program Controlled

98

Line Search Program Controlled

Output Controls

Calculate Stress Yes

Calculate Strain Yes

Calculate Results At All Time Points

Analysis Data Management

Solver Files Directory G:\final\new Simulation Files\Static Structural\

Future Analysis Prestressed analysis

Save ANSYS db Yes

Delete Unneeded Files Yes

Nonlinear Solution No

TABLE 8 Model > Static Structural > Loads

Object Name Fixed Support tanq motor Remote Force Remote Force 2

State Fully Defined

Scope

Scoping Method Geometry Selection

Geometry 1 Face

X Coordinate 0,85 m -0,31 m 0,37298 m

Y Coordinate -5,67 m -2,869 m -0,39197 m -0,78394 m

Z Coordinate 2,e-002 m -0,419 m 0, m 2,07e-002 m

Location Defined

Definition

Type Fixed Support Remote Force

Suppressed No

Define By Components

X Component 0, N (ramped) Tabular Data

Y Component 0, N (ramped)

Z Component Tabular Data 0, N (ramped)

Behavior Deformable

99

FIGURE 1 Model > Static Structural > tanq

TABLE 9 Model > Static Structural > tanq

Steps Time [s] X [N] Y [N] Z [N]

1 0,

0, 0, -252071,

FIGURE 2 Model > Static Structural > motor

100

TABLE 10 Model > Static Structural > motor Steps Time [s] X [N] Y [N] Z [N]

1 0,

0, 0, -471011,

FIGURE 3 Model > Static Structural > Remote Force

TABLE 11 Model > Static Structural > Remote Force


1 0,

18910 0, 0, 1,

101

FIGURE 4 Model > Static Structural > Remote Force 2

TABLE 12 Model > Static Structural > Remote Force 2


1 0,

18901 0, 0, 1,


Object Name Remote Force

3

Remote Force

4

Remote Force

5

Remote Force

6

Remote Force

7

State Fully Defined

Scope

Scoping

Method Geometry Selection

Geometry 1 Face

X Coordinate 0,37298 m

Y Coordinate -1,1759 m -1,5679 m -1,9599 m -2,3518 m -2,7438 m

Z Coordinate 2,07e-002 m

Location Defined

Definition


Type Remote Force

102

X Component Tabular Data


Z Component 0, N (ramped)

Suppressed No

Behavior Deformable




1 0,

19028 0, 0, 1,

103




1 0,

19273 0, 0, 1,


104



1 0,

20034 0, 0, 1,




1 0,

21492 0, 0, 1,

105




1 0,

19273 0, 0, 1,


Object Name Remote

Force 8

Remote Force

9

Remote Force

10

Remote Force

11

Remote Force

12

State Fully Defined

Scope

Scoping Method Geometry Selection

Geometry 1 Face

X Coordinate 0,37298 m 0,376 m 0,56394 m 0,376 m


Z Coordinate 2,07e-002 m 0,20191 m

Location Defined

Definition


Type Remote Force

106

X Component Tabular

Data 0, N (ramped)


Z Component 0, N

(ramped) Tabular Data

Suppressed No

Behavior Deformable




1 0,

17969 0, 0, 1,

107




1 0,

0, 0, 3,6421e+0051,


108



1 0,

0, 0, 3,6414e+0051,




1 0,

0, 0, 3,6362e+0051,

109




1 0,

0, 0, 3,6207e+0051,


Object Name Remote Force

13

Remote Force

14

Remote Force

15

Remote Force

16

Remote Force

17

State Fully Defined

Scope

Scoping

Method Geometry Selection

Geometry 1 Face

X Coordinate 0,376 m 1,4845 m


Z Coordinate 0,20191 m -0,419 m

Location Defined

Definition


110

Type Remote Force

X Component 0, N (ramped)


Z Component Tabular Data

Suppressed No

Behavior Deformable




1 0,

0, 0, 3,5847e+0051,

111




1 0,

0, 0, 3,5392e+0051,


112



1 0,

0, 0, 3,6118e+0051,




1 0,

0, 0, 3,668e+0051,

113




1 0,

0, 0, -538231,

Solution

TABLE 31 Model > Static Structural > Solution

Object Name Solution

State Solved

Adaptive Mesh Refinement

Max Refinement Loops 1,

Refinement Depth 2,

TABLE 32 Model > Static Structural > Solution > Solution Information

Object Name Solution Information

State Solved

Solution Information

Solution Output Solver Output

114

Newton-Raphson Residuals 0

Update Interval 2,5 s

Display Points All

TABLE 33 Model > Static Structural > Solution > Results

Object

Name Equivalent Stress

Maximum Shear

Stress

Total

Deformation Normal Stress Shear Stress

State Solved

Scope

Geometry All Bodies

Definition

Type Equivalent (von-

Mises) Stress

Maximum Shear

Stress

Total

Deformation Normal Stress Shear Stress

Display

Time End Time 1, s

Orientation Y Axis XY Plane

Results

Minimum 8,8153e+006 Pa 5,0894e+006 Pa 0, m -9,1502e+009

Pa

-2,581e+009

Pa

Maximum 1,1472e+010 Pa 6,1269e+009 Pa 0,8613 m 6,6388e+009

Pa

1,1392e+009

Pa

Information

Time 1, s

Load Step 1

Substep 1

Iteration

Number 1

TABLE 34 Model > Static Structural > Solution > Stress Safety Tools

Object Name Max Equivalent Stress

State Solved

Definition

Theory Max Equivalent Stress

115

Stress Limit Type Tensile Yield Per Material

TABLE 35 Model > Static Structural > Solution > Max Equivalent Stress > Results

Object Name Safety Factor Safety Margin

State Solved

Scope

Geometry All Bodies

Definition

Type Safety Factor Safety Margin

Display Time End Time

Results

Minimum 2,4408e-002 -0,97559

Information

Time 1, s

Load Step 1

Substep 1

Iteration Number 1

TABLE 36 Model > Static Structural > Solution > Stress Safety Tools

Object Name Max Shear Stress

State Solved

Definition

Theory Max Shear Stress

Factor 1,5

Stress Limit Type Tensile Yield Per Material

TABLE 37 Model > Static Structural > Solution > Max Shear Stress > Results

Object Name Safety Factor Safety Margin

State Solved

Scope

Geometry All Bodies

Definition

116

Type Safety Factor Safety Margin


Results

Minimum 6,855e-002 -0,93145

Information

Time 1, s

Load Step 1

Substep 1

Iteration Number 1

TABLE 38 Model > Static Structural > Solution > Fatigue Tools

Object Name Fatigue Tool

State Solved

Materials

Fatigue Strength Factor (Kf) 1,

Loading

Type Fully Reversed

Scale Factor 2,5e-002

Definition


Options

Analysis Type Stress Life

Mean Stress Theory Goodman

Stress Component Component Y

Life Units

Units Name cycles

1 cycle is equal to 10, cycles

117

FIGURE 20 Model > Static Structural > Solution > Fatigue Tool

FIGURE 21 Model > Static Structural > Solution > Fatigue Tool

118

TABLE 39 Model > Static Structural > Solution > Fatigue Tool > Results

Object Name Life Safety Factor Damage

State Solved

Scope

Geometry All Bodies

Definition

Type Life Safety Factor Damage

Design Life 1,e+009 cycles

Results

Minimum 1,0039e+005 cycles 0,3617

Maximum 9961,

Linear Buckling

TABLE 40 Model > Analysis

Object Name Linear Buckling

State Fully Defined

Definition

Physics Type Structural

Analysis Type Linear Buckling

Options

Reference Temp 22, °C

TABLE 41 Model > Linear Buckling > Initial Condition Object Name Initial Condition

State Fully Defined

Definition

Initial Condition Environment Static Structural

TABLE 42 Model > Linear Buckling > Analysis Settings

Object Name Analysis Settings

State Fully Defined

119

Options

Max Modes to Find 1,

Output Controls

Calculate Stress Yes

Calculate Strain Yes

Analysis Data Management

Solver Files Directory G:\final\new Simulation Files\Linear Buckling\

Future Analysis None

Save ANSYS db No

Delete Unneeded Files Yes

Solution

TABLE 43 Model > Linear Buckling > Solution

Object Name Solution

State Solved

Adaptive Mesh Refinement

Max Refinement Loops 1,

Refinement Depth 2,

FIGURE 22 Model > Linear Buckling > Solution

120

TABLE 44 Model > Linear Buckling > Solution > Solution Information

Object Name Solution Information

State Solved

Solution Information

Solution Output Solver Output

Newton-Raphson Residuals 0

Update Interval 2,5 s

Display Points All

TABLE 45 Model > Linear Buckling > Solution > Results

Object

Name

Middle Principal

Elastic Strain Shear Stress Normal Stress Equivalent Stress

Total

Deformation

State Solved

Scope

Geometry All Bodies

Definition

Type Middle Principal

Elastic Strain Shear Stress Normal Stress

Equivalent (von-

Mises) Stress

Total

Deformation

Mode 1

Orientation XY Plane Y Axis

Results

Load

Multiplier 0,4007

Minimum -6,1264e-002

m/m

-5,3648e+009

Pa

-3,9708e+010

Pa 5,8695e+006 Pa 0, m

Maximum 8,2742e-002

m/m

6,9631e+009

Pa

4,6906e+010

Pa 3,8621e+010 Pa 0,93612 m

121

TABLE 46 Model > Linear Buckling > Solution > Results

Object Name Shear Elastic Strain Maximum Principal Stress Stress Intensity

State Solved

Scope

Geometry All Bodies

Definition

Type Shear Elastic Strain Maximum Principal Stress Stress Intensity

Orientation XY Plane

Mode 1

Results

Load Multiplier 0,4007

Minimum -0,20099 m/m -1,2493e+010 Pa 6,298e+006 Pa

Maximum 0,26087 m/m 5,6211e+010 Pa 4,2427e+010 Pa

Material Data

• Aluminum Alloy

TABLE 47 Aluminum Alloy > Constants

Structural

Young's Modulus 7,1e+010 Pa

Poisson's Ratio 0,33

Density 2770, kg/m³

Thermal Expansion 2,3e-005 1/°C

Tensile Yield Strength 2,8e+008 Pa

Compressive Yield Strength 2,8e+008 Pa

Tensile Ultimate Strength 3,1e+008 Pa

Compressive Ultimate Strength 0, Pa

Thermal

Specific Heat 875, J/kg·°C

Electromagnetics

Relative Permeability 1,

Resistivity 5,7e-008 Ohm·m

122

FIGURE 23 Aluminum Alloy > Thermal Conductivity

TABLE 48 Aluminum Alloy > Thermal Conductivity > Thermal Conductivity vs. Temperature

Temperature °C Thermal Conductivity W/m·°C

-100, 114,

0, 144,

100, 165,

200, 175,

123

FIGURE 24 Aluminum Alloy > Alternating Stress

TABLE 49 Aluminum Alloy > Alternating Stress > Property Attributes

Interpolation Semi-Log

Mean Curve Type R-Ratio

TABLE 50 Aluminum Alloy > Alternating Stress > Alternating Stress Curve Data

Mean Value

-1,

-0,5

0,

0,5

124

TABLE 51 Aluminum Alloy > Alternating Stress > Alternating Stress vs. Cycles

Cycles Alternating Stress Pa

1700, 2,758e+008

5000, 2,413e+008

34000 2,068e+008

1,4e+005 1,724e+008

8,e+005 1,379e+008

2,4e+006 1,172e+008

5,5e+007 8,963e+007

1,e+008 8,274e+007

125

Anexo B Especificaciones del aluminio 7075t6

Physical Properties Metric English Comments Density 2.81 g/cc 0.102 lb/in³ AA; Typica

Mechanical Properties Hardness, Brinell 150 150 AA; Typical; 500 g load; 10 mm ball Hardness, Knoop 191 191 Converted from Brinell Hardness Value Hardness, Rockwell A 53.5 53.5 Converted from Brinell Hardness Value Hardness, Rockwell B 87 87 Converted from Brinell Hardness Value Hardness, Vickers 175 175 Converted from Brinell Hardness Value Ultimate Tensile Strength

572 MPa 83000 psi AA; Typical

Tensile Yield Strength 503 MPa 73000 psi AA; Typical Elongation at Break 11 % 11 % AA; Typical; 1/16 in. (1.6 mm) Thickness Elongation at Break 11 % 11 % AA; Typical; 1/2 in. (12.7 mm) Diameter Modulus of Elasticity 71.7 GPa 10400 ksi AA; Typical; Average of tension and

compression. Compression modulus is about 2% greater than tensile modulus.

Poisson's Ratio 0.33 0.33 Fatigue Strength 159 MPa 23000 psi AA; 500,000,000 cycles completely reversed

stress; RR Moore machine/specimen Fracture Toughness 20 MPa-m½ 18.2 ksi-in½ K(IC) in S-L Direction Fracture Toughness 25 MPa-m½ 22.8 ksi-in½ K(IC) in T-L Direction Fracture Toughness 29 MPa-m½ 26.4 ksi-in½ K(IC) in L-T Direction Machinability 70 % 70 % 0-100 Scale of Aluminum Alloys Shear Modulus 26.9 GPa 3900 ksi Shear Strength 331 MPa 48000 psi AA; Typica

Electrical Properties Electrical Resistivity 5.15e-

006 ohm-cm 5.15e-006 ohm-cm

AA; Typical at 68°F

Thermal Properties CTE, linear 68°F 23.6 µm/m-

°C

13.1 µin/in-°F

AA; Typical; Average over 68-212°F range.

CTE, linear 250°C 25.2 µm/m-°C

14 µin/in-°F Average over the range 20-300ºC

Specific Heat Capacity 0.96 J/g-°C 0.229 BTU/lb-°F

Thermal Conductivity 130 W/m-K 900 BTU-in/hr-ft²-°F

AA; Typical at 77°F

Melting Point 477 - 635 °C 890 - 1175 °F

AA; Typical range based on typical composition for wrought products 1/4 inch thickness or greater.

Homogenization may raise eutectic melting temperature 20-40°F but usually does not

eliminate eutectic melting. Solidus 477 °C 890 °F AA; Typical Liquidus 635 °C 1175 °F AA; Typical

126

Anexo C Estaciones del plano

Fuente: Maintenance Task Card Manual, Dash 8 – 200.

127

Anexo D Ubicación de la grieta entre las estaciones YW42.00 y YW139.20

Fuente: Autores.

128

Fuente: Autores.

Fuente: Autores.

129

Anexo E Ubicación de la grita entre las estaciones YW139.20 y YW 171.20

Fuente: Maintenance Task Card Manual, Dash 8 – 200.

Fuente: Autores.

estudio de falla para la secciÓn seca del tanque de...

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