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ANALISIS Y DISEO DE UNA APLICACIN ESTRUCTURAL BASADA EN MATERIALES COMPUESTOS LAMINARES, UTILIZANDO EL SOFTWARE ANSYS Autores: Ing. Jos Fernando Olmedo S. MSc. Alex Vsquez. Christian Len RESUMEN

El presente documento aborda la metodologa que supone el anlisis y construccin de un elemento estructural complejo fabricado en materiales compuestos. Este elemento es un afuste de ametralladora para el helicptero versin civil MI-171 de la Brigada de Aviacin del Ejrcito N 15 PAQUISHA, afuste que se quiere implementar con el objetivo de que pueda contar con un dispositivo de defensa para que estos no sean vulnerables a ataques insurgentes cerca de la frontera. Se planteo la realizacin de este elemento en material compuesto debido a la reduccin de peso que conlleva y porque se quiere contar con las facilidades y la experiencia de los talleres del BAE 25. Cabe resaltar que en este proyecto se utilizo de forma intensiva software de diseo. La primera fase del proyecto constituyo en el diseo geomtrico de la estructura, que debe ser de tipo membrana para adecuarse al uso de materiales compuestos. En segundo lugar se precisa entender la mecnica de los compuestos, en la cual se parte de la unidad fundamental que es la lmina y se converge al laminado. Los instrumentos analticos que se basan en la teora de Kirchhoff y la teora de placas de MindlinReissner permiten analizar nicamente geometras simples, se hace necesario por tanto acudir al mtodo de los elementos finitos. El programa de elementos finitos Ansys permite resolver estructuras laminadas y estructuras tipo Sndwich. Estructuras sometidas a cargas estticas o sujetas a cargas dinmicas, tales como las provenientes de disparos repetidos. Para abordar la construccin se utilizo el mtodo de laminar externamente un ncleo fabricado en espuma. Ncleo que fue fabricado inyectando espuma de poliuretano en un molde de madera. Este molde fue derivado del modelo geomtrico y fabricado en el centro de mecanizado vertical Fadal con el software NX 5.0. Los resultados obtenidos dan la certeza de que Ansys se puede utilizar con confianza para resolver una amplia gama de problemas que involucren materiales compuestos INTRODUCCIN Un material compuesto se caracteriza por tener dos o ms materiales constituyentes o fases con una significativa diferencia en su comportamiento macroscpico y una clara interfaz entre cada constituyente. Desde el punto de vista del diseo mecnico, los composites son materiales de ingeniera que combinan fibras o partculas embebidas en una matriz soportante polimrica, metlica, cermica o de carbono, siendo los de matriz polimrica los que abarcan la gran mayora de las aplicaciones. La mayora de usos de materiales compuestos involucra estructuras de tipo membrana. Estas usan la piel externa del objeto para soportar la carga. La industria automotriz es una de las que mayor inters ha puesto en los materiales compuestos. El

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reemplazo de los paneles estructurales de acero y aluminio del cuerpo y chasis de un auto por materiales compuestos ofrece un 68% de reduccin en peso, lo que resulta en un ahorro del 40% en consumo de combustible. El diseo de este tipo de estructuras que involucran superficies tridimensionales, sean de materiales tradicionales o materiales compuestos, involucra obligatoriamente mtodos de diseo computarizado. En el pas no se ha incursionado profundamente en el tema de los materiales compuestos y tampoco se ha explotado su potencial .La Brigada de Aviacin del Ejrcito cuenta con una instalacin destinada a efectuar diversas construcciones con materiales compuestos, como por ejemplo: Reparacin de diferentes membranas estructurales de los helicpteros como cubre-motores (figura 1). Construccin de aletas estabilizadoras. Reparacin de aspas de helicpteros.

Establecer los requisitos geomtricos y funcionales del afuste. Detallar una metodologa constructiva para elementos estructurales. Detallar la metodologa y seleccionar los elementos especializados disponibles en el software comercial seleccionado, para analizar materiales compuestos.

2. MODELAMIENTO GEOMTRICO Y RESTRICCIONES DEL AFUSTE DE AMETRALLADORA En primer lugar se determino los puntos estructurales fuertes del helicptero.

La tecnologa que emplean es el uso de estructuras tipo sndwich

Figura 1. Cubre-motor en reparacin del helicptero SUPER PUMA

1.1 OBJETIVO GENERAL Formular un procedimiento para analizar y construir estructuras que faciliten el empleo de materiales compuestos aplicados a la construccin de un soporte de ametralladora para el helicptero MI171 utilizando tcnicas CAD-CAM-CAE. 1.2. OBJETIVOS ESPECFICOS

Figura 2. Ubicacin de los puntos de apoyo del soporte en el helicptero MI-171

En los cuales se instalara nuestro soporte, estas medidas nos permitiran disear el mismo. Es importante sealar que el diseo debe adecuarse a las caractersticas de los materiales compuestos ya que los mismos se utilizan

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para construir principalmente membranas estructurales.

Tambin se disearon elementos metlicos que sirven para sujetar el arma al afuste, y este a su vez al helicptero. Mencin especial merece la junta rotula que restringe el tiro del arma ms arriba de la horizontal para proteger las palas del helicptero.

Figura 3. Primer prototipo utilizando las medidas del helicptero.

Figura 5. Diseo de la cuna con la rtula que sostendr el arma y limitara el libre movimiento de la misma..

Posteriormente se model en forma completa el helicptero, donde se simula la instalacin del soporte y el arma.

3. GENERALIDADES DE ANSYS El procedimiento en Ansys como en otros paquetes de clculo que empleen el mtodo de los elementos finitos se divide en preprocesamiento, solucin y postprocesamiento [8].

Figura 4. Ubicacin de todo el sistema en el helicptero. Figura 6. Ambiente Ansys

5.1. ELEMENTO TIPO MEMBRANA LINEAL ESTRATIFICADA (SHELL 99) Este es el elemento ms popular para modelar compuestos. Shell99 es un elemento membrana tridimensional de 8

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nodos con seis grados de libertad en cada nodo: tres traslaciones y tres rotaciones. Se lo utiliza para modelar membranas y placas de espesor moderado con una relacin de lado a espesor mayor o igual a 10.

propiedades y proporciones de sus constituyentes. La relacin msica y volumtrica es:1 1 (1)

La micromecnica permite determinar las constantes con respecto a los ejes referenciales: E1, E2, G12, G13, 12, a partir de las propiedades de la fibra y la matriz: Ef, Em, Gf, Gm, f, m1/ /

(2) (3) (4) (5)

Figura 7. Geometra del elemento finito SHELL 99.

El siguiente cuadro de dilogos (figura 10) del elemento Shell99 se utiliza para modelar laminacin de capas.

/

/

(6) (7) (8)

A continuacin se calculan los trminos de la matriz reducida [Q] que es producida al invertir la matriz de flexibilidad [S] para el caso de tensin plana.Figura 8. Cuadro de dilogo para asignar material, orientacin y espesor

4. PROPIEDADES MECNICAS DE LA LMINA El tejido de fibra de carbono y las resinas fueron provedos por la empresa argentina CARMAS S.A. quienes proveyeron la tela de carbono cdigo 282 de densidad 196 g/m2 acompaado del sistema epoxi de laminacin APV1L. En base de las ecuaciones de la micromecnica y la macromecnica determinamos las propiedades mecnicas de una lmina de tejido. La micromecnica analiza la relacin entre las propiedades de un material compuesto y las

(9) (10) (11) (12)

5

(13)

Se necesitan determinar los invariantes U1, U2, U3, U4 y U5 que son trminos de la matriz reducida transformada en funcin del ngulo arbitrario de la lmina 3 3 2 4 (14) (15) 2 6 4 4 (16) (17) (18)

funcin de un ngulo en base de la siguiente matriz:cos 2 cos 2 0 0

0

cos 4 cos 4 cos 4 cos 4 sin 4 sin 4

1

(19)

0

A continuacin se calcula los elementos de la matriz reducida transformada en (Vasiliev y Morozov, 2001) (Ver tabla 1). Adems, debido a las ondulaciones, es posible que absorba demasiada resina y que pierda resistencia a la compresin.Tabla 1.- Comparacin entre fibras unidireccionales y tejidas.Material de una lmina Mdulo elasticidad GPa 34 24 76 38 124 69 106 psi 5 3.5 11 5.6 18 8.5 de

Si se combina la fibra y la resina para formar un tejido en el cual se tiene el mismo nmero de fibras en la direccin y , la rigidez se reduce drsticamente con respecto a la fibra unidireccional, debido a la flexin de la fibra alrededor de otras fibras para producir el tejido. La prdida de rigidez es de aproximadamente un 37% La matriz de rigidez para una lmina tejida es el promedio de las matrices unidireccionales y se calcula mediante la ecuacin (20) segn (Kollr y Springer, 2003), (ver figura 7.42):

Fibra de vidrio unidireccional Tejido de fibra de vidrio Aramida unidireccional Tejido de aramida Carbono unidireccional Tejido de carbono

Figura 9 Modelado de un tejido 1.352 10 4.031 10 0 4.031 10 1.352 10 0 0 0

(20)

La matriz de flexibilidad es la inversa de(21)

3.408 10

Finalmente las propiedades elsticas del tejido se obtienen mediante: 1 20,0

Para los materiales utilizados la matriz es:

(22)

1,1

(23)

5

12 12 1

2,2

(24)0,1

(25)

Con estos datos podemos finalmente generar la tabla de propiedades mecnicas del tejido de fibra de carbono epoxiTabla 2- Propiedades mecnicas de la lmina de fibra de carbono en matriz epoxi.Propiedades mecnicas de la lmina EX EY EZ G XY G XZ G YZ PRXY PRYZ PRXZ Calculadas (Pa) Experimentales Tabla 4.8 (Pa)

Figura 10 La zona donde se colocarn las fuerzas que genera el funcionamiento normal del soporte.

6.312 6.312 6.312 2.987 2.987

10 10 10 1010 109 9 109

10

6.600 10 10 6.600 10 6.600 1010 4.100 109 0.040 -

10

As mismo se crean restricciones de movimiento en las zonas donde se ubicarn las sujeciones al helicptero, el piso del mismo, etc. (Figura 11)

2.518 10 0.040 0.6 0.040

5.1. SOLICITACIONES A LAS QUE SE SOMETE EL AFUSTE Se han considerado las siguientes cargas para el modelamiento del afuste: 1.- Peso de la ametralladora MAG 7.62 mm (11.8 Kg) y de los elementos accesorios (6.5 Kg) adems de un 10% de seguridad que totaliza: 20 Kg. 2.- Fuerza de retroceso debido al disparo que totalizan: 25 Kg. Por lo que se realiza la primera simulacin en ANSYS con los datos del material y del soporte obtenidos anteriormente:Figura 11. Simbologa para restricciones en puntos del modelo

Luego de esto se puede observar la situacin de la estructura antes de la simulacin, que verifique todas sus fuerzas y restricciones (figura 12)

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Figura 14. Cuantificacin del esfuerzo mximo en la parte inferior de la estructura.

Figura 12. Situacin del modelo a analizar

El siguiente anlisis, de tipo dinmico, que simula una secuencia de dos disparos en un lapso de tiempo de 0.91 segundos de acuerdo a datos del fabricante que sealan un tiempo de 0.03 segundos. Por disparo. Para esto se proceden a crear una serie de escenarios que sealan la situacin de la estructura a cada posicin de tiempo, luego se simula el funcionamiento de todos estos escenarios en un lapso de tiempo determinado con el siguiente resultado (Figura 15)

Por lo tanto se modela el afuste con quince lminas tejidas de fibra de carbono en epoxi y se simula la deflexin del sistema por efectos de un disparo. Luego del procesado se obtiene una deflexin mxima de 1.398 mm (figura 13).

Figura 13. Deformacin longitudinal en Ansys

Figura 15. Grfica dinmica de desplazamiento - tiempo

As mismo se puede observar que la mayor cantidad del esfuerzo generado en la estructura por un disparo se genera en la parte inferior del mismo la misma que se encuentra en contacto con el piso del helicptero (Figura 14).

Con lo que se puede observar un desplazamiento positivo mximo de 0.5 mm en el sentido +z y de 1.2 mm en sentido z, valores acordes a la previa simulacin esttica realizada en ANSYS y

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satisfactorio esperados.

para

los

resultados

Adems Ansys tiene diferentes alternativas de visualizacin que permiten visualizar de manera secuencial las reacciones de la estructura asi como su forma deformada final (Figura 16).

Figura 19. Disposicin de las lminas en el soporte.

Y as mismo se puede verificar el esfuerzo producido en cada capa del laminado (Figura 20)

Figura 16. Visualizacin de la estructura deformada y comparada con la forma original.

Ansys permite visualizar ngulos rotacin mximos (Figura 18).

de

Figura 20. Detalle de los esfuerzos producidos en cada capa del laminado

Ahora para su construccin se va a emplear el esquema sndwich que permite reducir la deflexin, resistencia, y carga de temperatura que pueda afectar a la estructura, aumentando as su eficiencia (figura 21).Figura 18. Rotacin mxima de 0.0053 rad (9.25 e.5 ).

Se comprueba tambin la disposicin de la laminacin (figura 19)

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Figura 21. Muestra de la estructura honeycomb Nomex

Para lo cual en su construccin se realizara un laminado preliminar de 7 capas de fibra de carbono para luego instalar el honeycomb y finalmente realizar el resto del laminado calculado hasta completar las 15 capas (Figura 22)

Figura 21. Detalle de la reduccin de la deflexin por el empleo del esquema tipo sndwich y esquema de su funcionamiento.

Para la realizacin de esta estructura se pueden utilizar materiales espumas como el polipropileno y poliuretano o empleando una estructura en forma de panal de abejas (honeycomb) el cual puede ser de materiales sintticos o metlicos, de los cuales varia su costo y aplicaciones potenciales, en este caso se emplear una panal de papel Nomex, el cual se fabrica en base del Kevlar y facilita la adherencia a las capas pieles de fibra de carbono con un costo medio (Figura 22).

Figura 22. Ejemplo de laminacin incluyendo el honeycomb.

Gracias a la utilizacin del honeycomb y de la sustancia epoxy necesaria para juntar esta estructura al laminado se pueden reducir los esfuerzos mximos obtenidos en la estructura hasta en un 30%. Para establecer cules son las hiptesis de carga ms crticas se establece la siguiente tabla de resultados. 6.2. RESUMENTabla 2. Resumen para todas las hiptesis de cargaHiptesis de carga Desplaza miento mm Tensi n de Von Mises [MPa] 33.8 26.5 6.57 Esfuerzos interlaminar es [Pa]

Esttica de un disparo Dinmica 2 disparos Frenado

1.398 1.2 0.0303

0.0689 0.234e-04 0.296e-04

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Por lo que se puede observar que el mayor valor del desplazamiento se obtiene en la prueba esttica de un disparo, sin embargo, debido a que la elongacin porcentual mxima permitida por el fabricante es de 1.5% se tomar en cuenta este valor en la construccin para realizar un proceso de laminado que permita satisfacer esta restriccin. 7.- PROCEDIMIENTO CONSTRUCTIVO Tomando en cuenta las condiciones geomtricas del modelo, las necesidades de precisin en la construccin, las capacidades y recursos disponibles. 7.1.- SE GENERA UN DISEO OPTIMO Pioneros en la bsqueda de una transformacin en el mtodo de diseo en el Ecuador; de un tipo tradicional, a un modelamiento geomtrico asistido por ordenador en etapas de construccin conocidas como CAD, CAM, CAE.7.1.1.- FASE CAD (Computer Aided Design / Diseo asistido por computador)

Pero la definicin geomtrica es solo el principio. La versatilidad de los paquetes informticos, hizo posible el uso de modelamiento real gracias a la herramienta FADAL disponible, y ver plasmado de manera tangible los esquemas planteados. Como el proceso se vuelve iterativo la serie CAD CAE CAD CAE se realiza de manera conjunta hasta establecer una correcta dimensin, ergonoma y que cumpla con los requerimientos estticos y dinmicos determinados en su fase de anlisis. Las capacidades de la maquina definen el corte de los moldes; el plan de produccin se establece teniendo en cuenta que la necesidad de exactitud al momento de fresado debe ser