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INSTITUTO POLITÉCNICO NACIONAL
ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERIA MECANICA Y ELECTRICA
UNIDAD TICOMÁN
“DISEÑO, MODELADO Y ANÁLISIS DE UN SISTEMA DE SUJECIÓN DE LA TOMA DE AIRE Y REVERSA
DEL AVIÓN BOEING 727”
T E S I N A
QUE PARA OBTENER EL TÍTULO DE:
INGENIERO EN AERONÁUTICA
PRESENTAN:
JUAN ANTONIO RAMÍREZ CRUZ ÓSCAR CONDE CALDERÓN
ASESORES:
M. EN C. ARMANDO OROPEZA OSORNIO M. EN C. VÍCTOR MANUEL CÓRDOVA BARRIOS
MÉXICO, D.F. MARZO 2012
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AGRADECIMIENTOS.
En primer lugar quiero agradecer a mis padres Irma y Horacio por el esfuerzo,
el tiempo, la paciencia y el amor que me han dado para finalizar mis estudios
de ingeniería, así como el darme la vida. A mi hijo Emiliano, a mi esposa Dulce
y a su familia un especial agradecimiento por la compresión, el tiempo y el
amor los cuales me motivan a esforzarme todos los días de mi vida. A mis
hermanos Elizabeth y Horacio así como a sus familias por enseñarme a ser
exitoso, dedicado y responsable. A mi compañero de este trabajo Juan
Ramírez Cruz y a su familia por el gran esfuerzo que han hecho para la
realización de este trabajo, y por ultimo quiero agradecer a la vida por darme
otro momento de felicidad al concluir mis estudios de nivel superior.
Oscar Conde Calderón.
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A mis padres Antonio y Amparo.
Doy gracias a dios por haberme dado el mejor regalo que alguien pudiera
recibir. Mis padres, porque sin ellos nada de esto hubiera sido posible, porque
me han dado todo lo necesario para salir adelante y cumplir mis metas. He
recibido cuidados, cariño, llamadas de atención y tantas palabras de aliento,
además de, sabios consejos, porque los mejores maestros no los encuentras
en un salón de clases si no en tu hogar, gracias papá y gracias mamá por su
apoyo incondicional siempre.
A mi familia.
A mis hermanos Claudia, Diana y Luis. Mis pequeños pilares en quien sé que
puedo apoyarme siempre que lo necesite, porque una y otra vez me han
ayudado y alentado a seguir adelante siguiendo el ejemplo de mi hermana
Claudia y esperando de un buen ejemplo para mis hermanos menores, además
de agradecer el tener a una familia única a mis primos, tíos y abuelos .
A mis amigos.
A esa persona especial en mi vida Nax y a mis amigos Anahi, Antonio, Carmen,
Lalo, Leo, Oscar (mi amigo y compañero de tesina), Félix, Beni, Raúl, por ser
un apoyo en mi vida, por su comprensión y por brindarme su ayuda
incondicional, además de estar ahí siempre que los necesito, gracias amigos.
A mis asesores.
Gracias al ingeniero Armando Oropesa, al ingeniero Víctor Córdoba y un
especial agradecimiento al ingeniero Jorge Alberto Ginés. Por guiarme y
ayudarme a dar este paso tan importante en mi vida, porque más que asesores
los considero mis amigos, gracias.
Juan Antonio Ramírez Cruz
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ÍNDICE
RESUMEN. ............................................................................................................................................. 8
INTRODUCCIÓN. .................................................................................................................................... 9
OBJETIVO GENERAL. ............................................................................................................................ 10
OBJETIVOS PARTICULARES. .................................................................................................................. 10
JUSTIFICACIÓN. .................................................................................................................................... 12
CAPÍTULO 1. ANTECEDENTES. .............................................................................................................. 14
1.1. DESCRIPCIÓN DEL BOEING 727. ............................................................................................. 14 1.2. CREACIÓN DE LABORATORIO INTEGRAL DE SISTEMAS. .......................................................... 14
CAPÍTULO 2. QFD. ................................................................................................................................ 17
2.1. IDENTIFICACIÓN DEL CLIENTE. ................................................................................................ 17 2.2. REQUERIMIENTOS EXPRESADOS POR EL CLIENTE.................................................................. 17 2.3. IMPORTANCIA RELATIVA DE LOS REQUERIMIENTOS DEL CLIENTE. ......................................... 18
2.3.1. Primer nivel de clasificación. .......................................................................................... 18 2.3.2. Segundo nivel de clasificación. ...................................................................................... 18 2.3.3. Ponderación de los requerimientos deseables. .............................................................. 19
2.4. BENCHMARKETING (ESTUDIO COMPARATIVO). ....................................................................... 20 2.5. TRADUCCIÓN DE LOS REQUERIMIENTOS DEL CLIENTE. .......................................................... 21 2.6. METAS DE DISEÑO. .................................................................................................................. 22 2.7. CASA DE LA CALIDAD. .............................................................................................................. 23
CAPÍTULO 3. DISEÑO CONCEPTUAL. ..................................................................................................... 25
3.1. METODOLOGÍA DEL DISEÑO CONCEPTUAL. ............................................................................. 25 3.2. CLARIFICACIÓN DE LOS REQUERIMIENTOS DEL CLIENTE. ....................................................... 26
3.2.1. Resumen del proyecto de diseño ................................................................................... 26 3.2.2. Funciones del soporte. ................................................................................................... 27 3.2.3. Límites del sistema. ........................................................................................................ 27 3.2.4. Elementos del entorno. .................................................................................................. 27 3.2.5. Funciones de servicio. .................................................................................................... 28 3.2.6. Función Global de servicio. ............................................................................................ 28
3.3. DEFINICIÓN DEL MODELO FUNCIONAL. .................................................................................... 29 3.3.1. Análisis funcional descendente. ..................................................................................... 29
3.4. GENERACIÓN DE CONCEPTOS. ............................................................................................... 30 3.4.1. Brainstorming (lluvia de ideas). ...................................................................................... 30 3.4.2. Matrices morfológicas. ................................................................................................... 31
3.5. EVALUACIÓN DE CONCEPTOS. ................................................................................................ 32 3.5.1. Concepto del soporte No. 1. ........................................................................................... 32 3.5.2. Concepto del soporte No. 2. ........................................................................................... 32 3.5.3. Concepto del soporte No. 3. ........................................................................................... 33 3.5.4. Concepto del soporte No. 4. ........................................................................................... 33 3.5.5. Concepto del soporte No. 5. ........................................................................................... 33
3.6. CONCEPTO DE DISEÑO. ........................................................................................................... 34
CAPÍTULO 4. DISEÑO PRELIMINAR. ...................................................................................................... 36
4.1. ANÁLISIS Y DISEÑO ESTRUCTURAL. ........................................................................................ 36 4.2. EL ACERO COMO MATERIAL ESTRUCTURAL. ........................................................................... 37
4.2.1. Resistencia del acero. .................................................................................................... 37 4.3. CONEXIONES ESTRUCTURALES. ............................................................................................. 38
4.3.1. Conexiones atornilladas. ................................................................................................ 38 4.3.2. Resistencia a la tensión. ................................................................................................ 38 4.3.3. Tipos de pernos de alta resistencia. ............................................................................... 38 4.3.4. Tuercas. ......................................................................................................................... 39 4.3.5. Arandelas. ...................................................................................................................... 39 4.3.6. Designaciones básicas para las roscas en tornillos. ...................................................... 39
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4.3.7. Conexiones Soldadas. ................................................................................................... 39 4.3.8. Soldadura de arco metálico protegido (SAMP). ............................................................. 40 4.3.9. Electrodos para soldar. .................................................................................................. 40 4.3.10. Soldaduras con surco o ranura. ..................................................................................... 41
4.4. FUNDAMENTOS DEL MÉTODO DE ELEMENTO FINITO. .............................................................. 41 4.4.1. Generación del modelado. ............................................................................................. 43 4.4.2. Seleccionar el tipo de elemento finito. ............................................................................ 43 4.4.3. Propiedades del material y de la geometría. .................................................................. 44 4.4.4. Mallado. .......................................................................................................................... 44 4.4.5. Aplicación de condiciones de frontera. ........................................................................... 46 4.4.6. Resultados ..................................................................................................................... 47
CAPÍTULO 5. DISEÑO A DETALLE. ......................................................................................................... 51
CONCLUSIONES. ................................................................................................................................... 76
BIBLIOGRAFÍA. ..................................................................................................................................... 78
ANEXOS ............................................................................................................................................ 79
ANEXO 1. NOMBRES Y SÍMBOLOS DE PERFILES. .......................................................................................... 80 ANEXO 2. PERFILES ESTRUCTURALES. ....................................................................................................... 81 ANEXO 3. DESIGNACIÓN DE PERFILES. ...................................................................................................... 82 ANEXO 4. PRINCIPALES PRODUCTORES NACIONALES DE TUBO Y ACERO ESTRUCTURAL. ................ 83
LISTA DE IMÁGENES
Imagen 1. Empenaje del Boeing 727. ............................................................................. 11 Imagen 2. Reversas. ........................................................................................................ 11
Imagen 3. Toma de aire. ................................................................................................. 11
Imagen 4. Vista ampliada de la ubicación del soporte. .................................................. 27 Imagen 5. Concepto del soporte No.1. ........................................................................... 32 Imagen 6. Concepto del soporte No. 2. .......................................................................... 32
Imagen 7. Caja de fijación delantera, concepto del soporte No. 2. ................................ 33 Imagen 8. Concepto del soporte No. 3. .......................................................................... 33
Imagen 9. Concepto del soporte No. 4. .......................................................................... 33 Imagen 10. Concepto del soporte No. 5. ........................................................................ 33 Imagen 11. Forma cilíndrica. .......................................................................................... 34
Imagen 12. Diseño conceptual final. .............................................................................. 34 Imagen 13. Perno de alta resistencia .............................................................................. 38
Imagen 14. Soldaduras de ranura típicas (Las líneas con guiones muestran los bordes
originales de las partes). ................................................................................................. 41
Imagen 15. Modelado en 3D del SOPORTE. ................................................................. 43 Imagen 16. Ajuste de la malla al modelo en 3D. ............................................................ 46 Imagen 17. Malla final con refinamiento. ..................................................................... 46 Imagen 18. Puntos de anclaje entre la estructura y el Pylon del BOING 727. ............... 46 Imagen 19. Distribución de Fuerzas aplicadas a la estructura ........................................ 47
Imagen 20. Deformación total de la estructura............................................................... 48 Imagen 21. Esfuerzo equivalente de Von-Mises. ........................................................... 48 Imagen 22. Esfuerzo Máximo. ....................................................................................... 49 Imagen 23. Factor de seguridad. ..................................................................................... 49
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LISTA DE TABLAS
Tabla 1. Especificaciones de la aeronave Boeing 727.................................................... 15 Tabla 2. Ponderación de requerimientos deseables ........................................................ 19 Tabla 3. Traducción de los requerimientos del cliente. .................................................. 21 Tabla 4. Metas de diseño. ............................................................................................... 22
Tabla 5. Clarificación de los requerimientos del cliente. ............................................... 26 Tabla 6. Matriz morfológica. .......................................................................................... 31 Tabla 7. Tornillos de alta resistencia. ............................................................................. 39 Tabla 8. Unidades empleadas para el análisis por elemento finito. ................................ 44 Tabla 9. Propiedades de la geometría. ............................................................................ 44
Tabla 10. Propiedades del Acero estructural ASTM A36. ............................................. 44 Tabla 11. Propiedades de la malla .................................................................................. 45 Tabla 12. Cargas aplicadas a la estructura. ..................................................................... 47
Tabla 13. Resultados del Análisis por Elemento Finito ................................................ 47 Tabla 14. Tabla de evaluación de las metas de diseño de la estructura. ......................... 76
LISTA DE DIAGRAMAS
Diagrama 1. Esquema del proceso QFD ........................................................................ 17 Diagrama 2. Pasos del diseño conceptual. ...................................................................... 25 Diagrama 3. Elementos del entorno. .............................................................................. 28 Diagrama 4. Funciones de servicio................................................................................. 28
Diagrama 5. Funcional de mayor nivel. ......................................................................... 29 Diagrama 6. Primer nivel de descomposición funcional. ............................................... 30
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Resumen.
La finalidad del presente trabajo es presentar el desarrollo organizado
cronológicamente y de forma resumida de los procesos de diseñar, modelar, analizar y
la elaboración de planos de manufactura de un soporte que instale los componentes:
toma aire y reversa del motor JT8D en la aeronave Boeing 727.
Dicho desarrollo atiende a una metodología que es descrita en los diversos capítulos
que contiene el documento y que a continuación se resumirá brevemente.
Diseñar: En esta etapa del proyecto se hará uso de herramientas de diseño como son
QFD y el diseño conceptual las cuales son metodologías que integran técnicas de
diseño que ayudan a la generación de ideas, la organización y evaluación de éstas,
así como comparación de diversas soluciones a un mismo problema.
Modelar: Como resultado de la etapa del diseño conceptual se obtiene un modelo que
se usa como un punto de partida en el proceso de modelado. Es de especial beneficio
que en la etapa de diseño los requerimientos del producto se hayan estudiado y
evaluado de forma exhaustiva y el modelo conceptual presente todas aquellas
características que formarán parte del producto final con la finalidad de no incurrir en la
práctica poco eficiente de revisar ideas conforme se avanza en el modelo del producto.
En esta etapa se hará uso de software CAD (Diseño asistido por computadora, por sus
siglas en inglés). En específico el software que se usará será CATIA V5 R20, debido a
que éste reúne muchas herramientas útiles para el modelado de piezas mecánicas en
general.
Analizar: El análisis de esfuerzos se llevará a cabo mediante un FEA (análisis de
elemento finito por sus siglas en inglés). El uso de software en un análisis estructural
tiene la gran ventaja de ayudar a visualizar como se comportará el producto bajo
condiciones de carga reales generando resultados considerablemente aproximados
para uso de ingeniería a un costo mucho menor al de construir modelos físicos no
funcionales.
Elaboración de planos de manufactura: Por último se generarán los planos de
manufactura, los cuales tendrán la característica de contar con el uso de tolerancias y
ajustes que son necesarios para llevar a cabo el maquinado de los elementos
estructurales y posteriormente el ensamble del producto final.
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Introducción.
El Instituto Politécnico Nacional tiene la oportunidad de contar entre sus instalaciones
de la Escuela Superior de Ingeniería Mecánica y Eléctrica Unidad Ticomán con una
aeronave la cual se ha denominado como laboratorio integral de sistemas del Boeing
727. En este proyecto la comunidad politécnica se ha visto beneficiada en diferentes
aspectos de la vida académica, como es el desarrollo de prácticas en las cuales los
alumnos pueden presenciar la instalación y desinstalación de los diferentes
componentes que conforman los diversos sistemas de una aeronave por un lado y
paralelo a esto se crean proyectos para dar solución a la adecuación de estos
sistemas que se traducen en diversas áreas de estudio para el ingeniero en
aeronáutica1 como son el análisis estructural, los procesos de manufactura, la
obtención de parámetros físicos y geométricos, además del mantenimiento propio de
la aeronave.
1 Es la ciencia o disciplina cuyo ámbito es el estudio, diseño y manufactura de aparatos mecánicos capaces de elevarse en vuelo.
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Objetivo General.
Diseñar y analizar el comportamiento mecánico de una estructura que se pueda
instalar en el Pylon2 izquierdo (imagen 1) del BOEING 727 para soportar la reversa
(imagen 2) y toma de aire (imagen 3) de un motor JT8D-17, de forma que se obtenga
el modelo más eficiente según los análisis contemplados mediante el método de
elemento finito3.
Objetivos Particulares.
Definir un conjunto de variables de diseño que tengan como resultado una
geometría para la forma exacta de la estructura. Es decir, realizar una
investigación y comparación de estructuras similar es, de modo que se obtenga
la mejor configuración de los elementos estructurales.
Disminuir lo más que sea posible el peso de la estructura, ya que esto es un
factor clave en la implementación de prácticas de remoción e instalación de
tomas de aire y reversas en el avión, de modo tal que sea posible realizar este
tipo de prácticas con los recursos materiales y humanos con los que cuneta la
UP ESIME Ticomán.
Proporcionar una mejor estética y complementar el ensamble parcial de la
aeronave, mediante la colocación de su toma de aire y reversa izquierda en el
lugar correspondientes.
Generar los planos de construcción de la estructura.
2 Es un soporte o punto de anclaje. Es una parte en la estructura de una aeronave diseñada para portar una carga externa.
3 Es
un método numérico general para la aproximación de soluciones de ecuaciones diferenciales parciales muy utilizado en
diversos problemas de ingeniería y física.
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Imagen 1. Empenaje4 del Boeing 727.
Imagen 2. Reversas.
Imagen 3. Toma de aire.
4 Parte posterior de un avión donde (en las configuraciones clásicas) suelen estar situados el estabilizador horizontal (encargado de controlar el picado del avión) y
estabilizador vertical (encargado de controlar la guiñada del avión usando el timón).
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Justificación.
Los trabajos de ensamble en la aeronave BOEING 727 no han llegado a su término
debido a diversos factores, entre ellos está la falta de un sistema de sujeción para las
tomas de aire y reversas de los motores de dicha aeronave.
Por tal motivo, ingenieros a cargo del ensamble de la aeronave buscan darle solución
a estos factores con la colaboración de alumnos que puedan aportar sus
conocimientos en este proyecto que abarca un área específica de la ingeniería
aeronáutica, que es el cálculo de estructuras mediante el uso de herramientas de
diseño mecánico y análisis estructural
CAPÍTULO 1
ANTECEDENTES
En este capítulo se abordan algunos hechos históricos de la aeronave Boeing 727 serie
200, los cuales ayudan a entender el contexto actual y aportan datos relevantes para el
desarrollo del proyecto en general.
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CAPÍTULO 1. ANTECEDENTES.
1.1. Descripción del Boeing 727.
La versatilidad y fiabilidad del Boeing 727, primer avión con tres turbinas para uso
comercial hizo de éste el mejor vendido durante sus primeros 30 años de puesta en
servicio de transporte. La historia de la aeronave comenzó en 1952 con la
presentación del diseño británico De Havilland Comet5. Muchas aeronaves de turbina
incluyendo el B7072 fueron desarrolladas antes del Boeing 727 sin embargo, ninguna
obtuvo sus ventas récord.
La producción del 727 se extiende desde inicios 1960 hasta agosto de 1984 un
destacable periodo. La proyección original de ventas consideró 250 aeronaves. Al final
1831 aeronaves fueron entregadas. Veinte años después cuando el último B727 fue
entregado, la versátil aeronave había transportado 13 millones de pasajeros cada mes.
Hasta enero de 2001, cerca de 1300 aeronaves aun permanecían en servicio.
El 13 de Enero de 1991 el primer B727 construido, el cual había tenido un servicio
ininterrumpido en United Airlines6 desde 1964. Realizó su último vuelo comercial para
ser después donado al museo de aviación en Seattle.
Puesto en servicio en 1964 el B727 se convirtió en el más popular entre las personas
de la tripulación así como entre los pasajeros. Con un fuselaje amplio como el del
7072 (y los más recientes 737 y 757) éste se convirtió en un avión de lujo para rutas
cortas. Con un sofisticado sistema de flaps7 y slats8 el B727 no tuvo precedente en el
desempeño a bajas velocidades para despegue y aterrizaje para un avión comercial y
que le daba la posibilidad de ser usado en aeropuertos pequeños.
1.2. Creación de laboratorio integral de sistemas.
El 14 de Junio de 2004, veinticinco estudiantes de la ESIME Ticomán (integrantes de
la Asociación de Alumnos de Ingeniería Aeronáutica) iniciaron las gestiones para la
donación de un avión Boeing 727 serie 200 y empezaron los trabajos para seccionar la
5 El primer avión comercial de reacción, de la compañía británica de Havilland Aircraft Company
6 es una aerolínea estadounidense que tiene su centro de conexión principal en Chicago, Illinois en los Estados Unidos.
7 Un dispositivo hipersustentador es un ingenio aerodinámico diseñado para aumentar la sustentación, en determinadas fases del vuelo de una
aeronave. 8 Situados en el borde de ataque del ala, son dispositivos móviles que crean una ranura entre el borde de ataque del ala y el resto del plano. A medida que el
ángulo de ataque aumenta, el aire de alta presión situado en la zona inferior del ala trata de llegar a la parte superior del ala, dando energía de esta manera al aire en
la parte superior y por tanto aumentando el máximo ángulo de ataque que el avión puede alcanzar.
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nave en cuatro partes. Para ello se recibió asesoría de mecánicos en aviación de la
empresa Mexicana de Aviación, Fernando Morlett Becerril y Jorge Castillo. Al
concretar la donación, la aeronave fue trasladada de la Base de Mantenimiento de
Mexicana de Aviación a las instalaciones de la ESIME Ticomán en cinco camiones
tráiler de carga pesada que ofreció de forma gratuita la Cámara Nacional de
Autotransporte de Carga. Al llegar a las instalaciones de la ESIME Ticomán se
convirtió en el Laboratorio Integral de Sistemas.
Para la constitución del laboratorio, estudiantes, profesores e investigadores laboraron
durante más de tres años en el rearmado de la aeronave."Ensamblar el avión fue una
labor titánica en la que trabajamos día y noche, con la finalidad de que las nuevas
generaciones de estudiantes, ya no sólo vean en teoría los principios de la
aeronáutica, sino que conozcan de forma tangible la composición y operación de sus
sistemas", afirmó el ingeniero aeronáutico y docente, Tomás Estrada Rosales,
responsable del Laboratorio Integral de Sistemas.
Con la conformación de este espacio académico, la ESIME, Unidad Ticomán, se
constituye en la única escuela a nivel nacional que cuenta con una aeronave-
laboratorio de esas características para que los estudiantes apliquen sus
conocimientos y en el futuro ofrezcan sus servicios, a fin de fortalecer la industria
aeronáutica de México.
Tabla 1. Especificaciones de la aeronave Boeing 727
Especificaciones técnicas del Boeing Serie 727-200
Envergadura9 108 pies (32.91 m)
Largo 153 pies 2 pulgadas (46.69 m)
Altura máxima del empenaje 34 pies (10.36 m)
Peso Bruto en carreteo10
Peso
Estándar: 191,000 libras (86,600 kg) Opcional: 210,000 libras (95,300 kg)
Planta motriz11
Tres Pratt & Whitney12
JT8D-17 turbofans13
: -15 promedio 15,500 libras de empuje -17 promedio 16,000 libras de empuje
-17R promedio 17,400 libras de empuje
Velocidad crucero14
De 570 a 605 mph (de 890 a 965 km/h)
Altitud en velocidad crucero De 30,000 a 40,000 pies (de 9,144 a 12,192 m)
Autonomía De 1,500 a 2,500 miles (2,750 a 4,020 km)
Capacidad de pasajeros De 148 a 189
Combustible 8,186 U.S. galones (31,000 L) Estándar en el menor nivel peso de combustible 9,806 U.S. galones (37,020 L) Estándar para 208,000 libras
9 Es la distancia que existe entre los puntos más alejados de las alas de una aeronave.
10 Refiere al movimiento del avión en la tierra, bajo su propia energía. El avión se mueve generalmente en las ruedas, pero el término también incluye
el avión con los esquís o flotadores (para el recorrido a base de agua). 11
Se refiere a los motores que generan el empuje en una aeronave. 12
Es una compañía estadounidense fabricante de motores para aviones cuyos productos son ampliamente utilizados tanto en aeronaves civiles como
militares 13
Motores a reacción de doble flujo. Caracterizados por disponer de un ventilador o fan en la parte frontal del motor, el aire entrante se divide en dos
caminos: flujo de aire primario y flujo secundario o flujo derivado (bypass). 14
Velocidad constante y uniforme que puede llevar una aeronave en condiciones normales de presión y temperatura (por sus siglas CNPT), sin sufrir
perturbación o variación de velocidad, altura, tracción y resistencia en el vuelo
CAPÍTULO 2
QFD
En este capítulo se empleará una metodología que permitirá hacer el enlace entre lo que
desea el cliente y las características del producto que se desarrollará. Esta técnica es
conocida por sus siglas en inglés QFD que significan “Despliegue de Funciones de
Calidad”. En esta etapa del diseño se pretende traducir la información expresada por el
cliente en un lenguaje de ingeniería, y así poder desarrollar un producto que satisfaga o
exceda las expectativas del cliente.
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CAPÍTULO 2. QFD.
Diagrama 1. Esquema del proceso QFD
2.1. Identificación del cliente.
El laboratorio integral de los sistemas del BOEING 727 ubicado en la Unidad
Profesional (UP) ESIME Ticóman.
2.2. Requerimientos expresados por el cliente.
De forma general el cliente requiere un medio de sujeción para que los componentes
de toma de aire y reversa del sistema de propulsión de la aeronave BOING 727 serie
200 se mantengan en su posición normal de funcionamiento. Para lo cual los
ingenieros a cargo del laboratorio solicitan una estructura capaz de desempeñar
dichas funciones. Algunas de sus expectativas sobre las características de dicha
estructura fueron expresadas verbalmente y otras se tuvieron que extraer del análisis
del entorno.
1. Sujetar la toma de aire y reversa del motor JT8D-17 al Pylon de la aeronave.
2. Permitir a los alumnos realizar prácticas de instalación y remoción de la reversa y
toma de aire.
3. Proporcionar una mejora estética a la aeronave, mediante la colocación de la
toma de aire y reversa.
4. Que sea fácil de instalar y remover.
5. Que sus dimensiones no sean mayores a las cubiertas del motor (cowling).
6. Que sea ligera.
7. Que sea segura.
8. Que sea durable.
9. Que los tiempos de reparación y mantenimiento sean cortos.
Requerimientos del cliente
Traducir requerimientos en términos mesurables de ingeniería
Metas de diseño
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2.3. Importancia relativa de los requerimientos del cliente.
Con referencia a la lista anterior, se clasificarán los requerimientos separándolos de
acuerdo a su semejanza o interrelación, para posteriormente separarlos en
requerimientos obligatorios y deseables; y finalmente se ponderarán los
requerimientos deseables para obtener su importancia relativa.
2.3.1. Primer nivel de clasificación.
Funcionales
Soportar toma de aire y reversa.
Permitir la instalación y remoción de la reversa y toma de aire.
Que sea fácil de instalar y remover.
Apariencia
Proporcionar una mejora estética al BOEING 727, mediante la colocación de la
toma de aire y reversa en su posición original.
De seguridad
Que sea segura
o Que resista el peso de los componentes a ensamblar.
o Factor de seguridad elevado.
Restricciones de peso
Que sea ligera.
Restricciones espaciales.
Que sus dimensiones no sean mayores a las cubiertas del motor (cowling).
Conservación
Que sea durable.
Que los tiempos de reparación y mantenimiento sean cortos.
2.3.2. Segundo nivel de clasificación.
Requerimientos obligatorios.
1. Soportar toma de aire y reversa.
2. Permitir la instalación y remoción de la reversa y toma de aire
3. Que proporcione una mejora estética a la aeronave, mediante la colocación de
la toma de aire y reversa.
4. Que resista el peso de los componentes a ensamblar.
5. Que sus dimensiones no sean mayores al cowling.
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Requerimientos deseables.
1. Que sea ligera.
2. Que sea durable.
3. Que los tiempos de reparación y mantenimiento sean cortos.
4. Que sea fácil de instalar y remover.
5. Factor de seguridad elevado.
2.3.3. Ponderación de los requerimientos deseables.
El siguiente paso de la metodología QFD es ponderar los requerimientos deseables,
para ello se recomienda la aplicación de la comparación por pares, este procedimiento
consiste en comparar cada uno de los requerimientos con el resto, de modo que al
final no se acepta que dos requerimientos deseables tengan el mismo grado de
importancia.
Para realizar la ponderación se calculó el número de comparaciones (c) con el
número de requerimientos deseables (N) y la importancia relativa (Ir); con las
siguientes fórmulas.
Tabla 2. Ponderación de requerimientos deseables
Requerimientos Deseables
Que s
ea lig
era
.
Que s
ea d
ura
ble
.
Tie
mp
os d
e re
para
ció
n y
ma
nte
nim
iento
cort
os.
Fácil
de insta
lar
y
rem
over.
Fa
cto
r de s
egurid
ad
ele
vado
S
um
a
Ir (
%)
Que sea ligera. 0 - - - - 0 0
Que sea durable. + 0 + + - 3 30
Que los tiempos de reparación y mantenimiento sean cortos.
+ - 0 - - 1 10
Que sea fácil de instalar y remover. + - + 0 - 2 20
Factor de seguridad elevado + + + + 0 4 40
10 100
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El Requerimiento:”Factor de seguridad elevado”, es más importante que los demás, el
total de signos (+) para 5, es de 4 entonces la importancia relativa Ir, se calcula como
Por otra parte, el requerimiento “Que sea ligera” es el menos importante, ya que la
suma de signos (+) es de 0, por lo tanto:
En conclusión estos datos proporcionan bases para dosificar los esfuerzos en
proporción directa a la importancia relativa de cada requerimiento.
2.4. Benchmarketing (estudio comparativo).
El estudio comparativo se realiza para conocer las características de productos líderes
que ya están posicionados en el mercado y tener una referencia de sus
características, las cuáles se toman en cuenta para poder realizar un producto
competente.
En el caso de este proyecto no es posible compararlo con un producto en concreto, ya
que no se encontró un producto de características similares al que se quiere
desarrollar. Sin embargo, únicamente como referencia, se puede tener la opción de
revisar las características estructurales del componente que es habitualmente usado
para realizar la función de soporte y fijación, como es el motor J8TD-17 aislando la
función estructural debido a que la función principal de éste es ser una planta motriz
para la aeronave.
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2.5. Traducción de los requerimientos del cliente.
Tabla 3. Traducción de los requerimientos del cliente.
REQUERIMIENTO DEL CLIENTE
TRADUCCIÓN UNIDAD DE
MEDIDA
Soportar toma de aire y reversa
Peso a soportar Newton
Permitir instalación y remoción de la
reversa y toma de aire
Ensamble y desensamble Número de ensambles
Modo de sujeción No permanente Cantidad de
componentes
Que sea fácil de instalar y remover
Dimensiones de la estructura
Largo Mm
Ancho Mm
Alto Mm
Peso de la estructura Newtons
Ensamble de todas las piezas
Tiempo Horas
Ensambles Número de ensambles
Elementos de sujeción Número de elementos
Ensamble parcial del BOEING 727
Ensambles Estructura-
- Pylon Número de sujeciones
- Reversa Número de sujeciones
- Toma de aire Número de sujeciones
Que resista el peso de los componentes
a ensamblar
Peso a cargar por la estructura Newtons
Tiempo de vida Años
Factor de seguridad elevado
Factor de seguridad Adimensional
Que sea ligera
Materiales usados en la manufactura Densidad Kg/m3
Peso de la estructura dentro del rango que soporta la
plataforma móvil Masa Kg
Que sus dimensiones no
sean mayores a las proporcionadas por
las cubiertas del motor (cowling)
Dimensiones de la estructura
Largo Mm
Alto Mm
Ancho Mm
Que sea durable
Materiales de manufactura Resistencia de los materiales
Flexión, Torsión, Desgaste, Fatiga,
etc.
Procesos de manufactura Ajustes y
tolerancias de diseño
Mm
Que los tiempos de reparación y
mantenimiento sean cortos
Componentes de la estructura Número de
componentes
Refacciones comerciales Tiempo de entrega
Centros de servicio Cercanía y cantidad
de centros de servicio
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2.6. Metas de diseño.
El establecimiento de metas de diseño se realizó tomando en consideración los
siguientes puntos:
Los requerimientos expresados por los clientes.
Criterios de diseño estructural requeridos en un análisis de elemento finito
(FEA, por sus siglas en inglés)
Normas de diseño para ser aplicadas a los componentes de la estructura:
Especificaciones de material. Dimensionamiento de acuerdo a ASME Y14.5
Tabla 4. Metas de diseño.
Masa a soportar por la estructura. 600kg.
Tipo de sujeción del avión a la estructura. No permanente. Mediante el uso de pernos cónicos
Tipo de sujeción de la estructura a los componentes.
No permanente. Mediante Tornillos estructurales
Tipo de sujeción entre los componentes de la estructura.
Permanente. Mediante soldadura.
Factor de seguridad. 1.5
Peso máximo de la estructura. 400kg. Peso máximo con factor de seguridad soportado por la plataforma
móvil con la cual cuenta la ESIME TICOMÁN
Dimensiones. No excedan a las del cowling
Tiempo de vida estimado. 10 años
Tiempo de instalación estimado. 90 minutos1
Tiempo de remoción estimado. 90 minutos1
Restricción en el esfuerzo de cedencia Menor o igual a 250MPa
1 Tiempo estimado ubicando las herramientas de trabajo, estructura, plataforma móvil e instalador en el área de trabajo.
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2.7. Casa de la calidad.
CAPÍTULO 3
DISEÑO CONCEPTUAL
En este capítulo se pretende concebir un concepto que involucre características
necesarias para llevar a cabo funciones en específico, dichas funciones atienden a las
necesidades expresadas por el cliente y que son la razón de ser del producto.
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CAPÍTULO 3. DISEÑO CONCEPTUAL.
3.1. Metodología del diseño conceptual.
Al diseño conceptual corresponde el desarrollo de las ideas fundamentales del
producto. Un concepto es una idea que puede representarse mediante un esquema,
un croquis, un diagrama, un bosquejo, o un modelo tridimensional aproximado. En
otras palabras, es una abstracción, que se puede representar a diferentes niveles, de
algo que podría convertirse en el futuro en un producto.
El concepto describe de madera aproximada el tipo de tecnología, los principios de
funcionamiento y la forma general del producto. Algunos conceptos se van generando
en forma natural a medida que se desarrolla la metodología del QFD, particularmente
por el conocimiento que se tiene de productos que cumplan con requerimientos
semejantes a los que se van identificando.
La metodología del diseño conceptual propone que la estructura o la forma deben
seguir a la función, esto es, se debe tener definida la función que va a desempeñar el
producto y sólo así se continúa con las formas que va adquirir éste. El diseño
conceptual complementa la etapa del QFD de donde toma la clarificación de
requerimientos del cliente para convertirlos en un modelo funcional, que también
representa las funciones que debe realizar el producto.
Una vez definido el modelo funcional se pretende generar la mayor cantidad de
opciones que den solución a cada una de las funciones definidas en el modelo
funcional para dar paso a un concepto claro que sirva de base para el diseño de
detalle.
Esquema de los pasos de la metodología del diseño conceptual
Diagrama 2. Pasos del diseño conceptual.
Concepto de diseño.
Evalución de conceptos.
Generación de conceptos.
Definición del modelo funcional.
Clarificación de los requerimientos del cliente.
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3.2. Clarificación de los requerimientos del cliente.
La clarificación de los requerimientos del cliente tienen como objetivo establecer el
enlace entre la primera etapa del proceso de diseño (aplicación del QFD) y la etapa
conceptual. Esto implica la revisión de los resultados de la aplicación del despliegue
de funciones de calidad, y la comprensión completa de las metas de diseño
establecidas en el gráfico del Despliegue de Funciones de Calidad.
Tabla 5. Clarificación de los requerimientos del cliente.
REQUERIMIENTOS
OBLIGATORIOS.
1 Soportar toma de aire y reversa.
2 Permitir la instalación y remoción de la reversa y toma de aire.
3 Que proporcione una mejora estética a la aeronave, mediante
la colocación de la toma de aire y reversa.
4 Que resista el peso de los componentes a ensamblar.
5 Que sus dimensiones no sean mayores al cowling.
DESEABLES.
6 Que sea ligera.
7 Que sea durable.
8 Que los tiempos de reparación y mantenimiento sean cortos.
9 Que sea fácil de instalar y remover.
10 Factor de seguridad elevado
NO EXPRESADOS.
11 Materiales comerciales
12 Aplicación de GD&T en los planos de manufactura.
13 Unión de los elementos mediante soldadura
3.2.1. Resumen del proyecto de diseño
Proveniente de un análisis de despliegue de funciones de calidad (por sus siglas en
inglés QFD) realizado en el capítulo anterior. Se llega a limitar el problema en el
diseño de un soporte que tiene como aspectos más importantes a considerar:
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Imagen 4. Vista ampliada de la ubicación del soporte.
Primordialmente, la configuración estructural del soporte, que cumpla con
características específicas como dimensión; largo, ancho y altura, peso máximo, factor
de seguridad, carga a soportar. Además de otros aspectos ajenos a esta configuración
entre los cuales es posible mencionar el tipo de material que será usado para su
manufactura y el recubrimiento empleado para incrementar la vida del soporte bajo
condiciones ambientales principalmente de humedad.
3.2.2. Funciones del soporte.
Las funciones del producto atienden a las preguntas: ¿cuál es la utilidad del producto?,
¿cuál va a ser la actividad que realizará en el componente o un conjunto de
componentes?, de tal forma que justifiquen la existencia de éstos.
Es posible esquematizar una función en términos de flujo de energía una caja donde la
energía, materia, información, sufre una transformación de algún tipo para dar como
resultado de la transformación un estado final. En el caso del soporte el flujo de
energía es conservativo ya que en estos procesos únicamente se manipula, soporta,
mueve, se cambian de posición los componentes de la aeronave.
3.2.3. Límites del sistema.
Es necesario establecer límites entre aquellos elementos o elemento que componen el
sistema el cual podrá llevar a cabo la función global de servicio, de aquellos elementos
que forman parte de su entorno. Se debe poner especial atención a los elementos que
inciden directamente en la función global de servicio de dicho sistema.
3.2.4. Elementos del entorno.
Entre los elementos del entorno del soporte es posible encontrar los componentes que
van a ser instalados en la aeronave así como la aeronave en la cual se instalará el
soporte, el tipo de tornillo que será usado para fijar los componentes al soporte y los
pernos que se fijarán a los puntos de sujeción.
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Diagrama 3. Elementos del entorno.
3.2.5. Funciones de servicio.
Son relaciones entre elementos del entorno y el objeto de diseño, que cumplen con
una determinada tarea dentro del sistema.
Diagrama 4. Funciones de servicio.
A1 Instalar reversa al soporte.
A2 Instalar toma de aire al soporte.
A3 Instalación del soporte con los componentes a la aeronave
A4 Resistir el peso de los componentes.
A5 Resistir las condiciones ambientales
3.2.6. Función Global de servicio.
Todos los sistemas que componen el producto están diseñados para cumplir con una
determinada función que justifica la razón de ser del producto, a esto se le llama
función global de servicio. En el caso de este proyecto la función global es resumida
en la siguiente expresión:
A
5
A
2 Toma de aire
Instalad
or
Reversa
Medio
ambiente
Aeronave
Pernos de
sujeción
Tornillos de sujeción de los
elementos
Recubrimiento
Materi
al SOPOR
TE A
1
A
3 A
4
Toma de aire
Instalador
Revers
a
Medio ambiente
Aeronav
e
SOPORT
E
Pernos de
sujeción
Tornillos de
sujeción de los
elementos
Recubrimiento
Material
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“Trasmitir las fuerzas externas generadas por el peso de los componentes a los puntos
de sujeción de la aeronave (pylon del motor) con el fin de mantener a dichos
componentes en un estado de equilibrio estático y una determinada posición.”
3.3. Definición del modelo funcional.
Aplicando el principio fundamental de la metodología del “análisis del valor”, que
consiste en “considerar a un producto como un conjunto de funciones y no como un
conjunto de piezas”, este paso se va enfocar en definir el modelo funcional del
producto. Esto es determinar que funciones son necesarias para satisfacer la
necesidad del cliente, jerarquizar las diferentes funciones, determinar la relación que
debe haber entre ellas, y describir esto gráficamente.
3.3.1. Análisis funcional descendente.
El análisis funcional descendente es un método para describir gráficamente las
funciones de un sistema. Este método se basa en una sucesión de coherente de
diagramas. El análisis se hace de manera descendente; es decir, procediendo desde
lo más general hasta lo más particular. La función más general es la función global y a
partir de ella se tendrán, en un segundo nivel, las funciones complementarias.
Finalmente, en los niveles que sean necesarios, se desglosarán las funciones
técnicas.
Diagrama 5. Diagrama funcional de mayor nivel.
Soporte
Instalación y
fijación de los
componentes
Instalar y
fijar soporte
Componentes
ubicados SOPORTAR Y
POSICIONAR
AR
Toma de aire
A-0
Reversa
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Diagrama del primer nivel de descomposición funcional
Diagrama 6. Primer nivel de descomposición funcional.
3.4. Generación de conceptos.
La realización de conceptos es un trabajo donde el área de diseño tiene que hacer uso
de sus características creativas, a veces esto se basa en hechos tan subjetivos como
la experiencia del diseñador o el conocimiento adquirido en su fase de formación. Para
enriquecer esta etapa existen diferentes técnicas que permiten el involucramiento de
otras áreas y del mismo cliente, esto permite por un lado quitar la responsabilidad que
limitaría los conceptos a una sola forma de pensar y por otro recoge una vez más la
voz del cliente tanto interno como externo.
3.4.1. Brainstorming (lluvia de ideas).
Esta técnica de vital importancia para propiciar la creatividad propone formar un grupo
de trabajo de tan diversas áreas como se permita, esto con el fin de obtener la más
completa gama de conceptos.
En este proyecto, la lluvia de ideas se realizo con la participación de los ingenieros a
cargo del laboratorio integral de sistemas del Boeing727 y experiencia en procesos de
mantenimiento a las aeronaves e académicos con experiencia en el área de diseño
mecánico y análisis de elemento finito.
Instalación y
fijación de los
componentes
Componentes
ubicados
Aeronave
A-0
Instalar Soporte
Fijar toma de aire
Fijar reversa
Toma de aire
Reversa
Instalado
r
Reversa
Instalador
Instalar y
fijar soporte
Soporte fijo
A1
A2
A3
Instalador Toma de aire
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Estas fueron algunas ideas que se mencionaron.
Un soporte semimonocoque que sea en igual dimensión a la estructura del motor jt8d
pero con un material más liviano y más económico que el del motor y así beneficiarnos
del diseño ya probado.
Un soporte que sea un eje con dos crucetas para la fijación de los componentes toma
de aire y reversa del motor y además contenga los puntos de sujeción en los cuales se
ancle a la aeronave.
Dos estructuras, una de ellas que soporte por un lado la reversa del motor y la otra la
toma de aire de forma separada.
3.4.2. Matrices morfológicas.
La morfología es el estudio de la forma y de sus transformaciones. De manera que las
matrices morfológicas permiten la búsqueda de nuevas formas de conceptos de
diseño. La matriz morfológica se construye a partir de dos entradas: en la columna de
lado izquierdo se anotan las funciones que se requieren realizar en el producto (el
qué); Sobre las diferentes filas se registran las propuestas de solución (el cómo) con
las que se considera se pueden llevar a cabo diversas funciones. A partir de allí se
efectúan combinaciones para obtener nuevos conceptos.
Tabla 6. Matriz morfológica.
Función 1 2 3
A Forma
Cilíndrica Prismática
B
Forma de los
aros donde
sitúan las
cajas de
fijación
Hexagonal Octagonal Circular
C
Tipo de caja
para la
fijación
Caja fija a un tubo Formada por el mismo
perfil
D
Transmisión
de la fuerza al
eje central de
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la estructura 6 Elementos con solera Solera en cruz Elementos tubulares
E
Configuración
de los
elementos de
la estructura
Elementos invertidos Paralelos Elementos
simétricos a un eje
3.5. Evaluación de conceptos.
La evaluación de conceptos es la parte final de la fase de diseño conceptual. Su
objetivo consiste en seleccionar la opción más viable de todos aquellos conceptos los
cuales se generaron previamente. La meta consiste en invertir la menor cantidad de
recursos para decidir cuál es el concepto idóneo para desarrollar en la etapa de diseño
de detalle la cual desarrollará el concepto por completo hasta convertirlo en un
producto definido.
3.5.1. Concepto del soporte No. 1.
En este primer concepto se concibe la estructura del tipo reticular y de forma cilíndrica
tomando ventaja del diseño de la estructura del motor JT8D-17 donde se dispone de
barrenos en las caras frontal y posterior para la instalación de la toma de aire y
reversa.
Imagen 5. Concepto del soporte No.1.
3.5.2. Concepto del soporte No. 2.
Otro punto de interés para el equipo de diseño se fijo en el tipo de cajas de fijación
donde se pretende anclar los aros de fijación del soporte a los puntos de fijación de la
aeronave. En este concepto se propone el uso de un perfil rolado (imagen 6). El aro de
soporte es sujeto con elementos tubulares a la estructura.
Imagen 6. Concepto del soporte No. 2.
Cara frontal Cara posterior
Perno delantero
(2 piezas)
Perno trasero Aro de fijación
delantero
Aro de fijación
trasero
Soporte
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Imagen 7. Caja de fijación delantera, concepto del soporte No. 2.
3.5.3. Concepto del soporte No. 3.
Este concepto propone una variante en la geometría de los aros para las cajas de
sujeción debido al peso que significaba el perfil rolado además del costo que
presentaba este tipo de trabajo. A cambio se propone una sucesión de tubos soldados
en forma hexagonal. Además de dos aros menores que hacen la función de una caja
de torsión.
Imagen 8. Concepto del soporte No. 3.
3.5.4. Concepto del soporte No. 4.
En este concepto se hace uso de diagonales que ayudan a la resistencia de la
estructura en su conjunto trabajando a flexión así como a contrarrestar la torsión
debido al arreglo de dos puntos de fijación en la parte de delantera de la estructura y
un solo punto en la parte delantera. Únicamente se usan estas diagonales en el
hexágono que tiene los dos puntos de fijación.
Imagen 9. Concepto del soporte No. 4.
3.5.5. Concepto del soporte No. 5.
Se llega a la conclusión que los elementos diagonales ayudan a resistir mejor el peso
de los componentes ya que hacen una estructura más rígida y equilibra mejor los
esfuerzos de ésta.
Imagen 10. Concepto del soporte No. 5.
Caja de fijación
delantera
Aro con caja frontal
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3.6. Concepto de diseño.
Después de la evaluación de los conceptos de diseño se destacan las siguientes
características en el diseño conceptual final:
El soporte será una estructura reticular con una forma básica de cilindro que se ajusta
mejor a las dimensiones del cowlin donde será instalada la estructura.
Imagen 11. Forma cilíndrica.
Con dos aros de soporte en la parte frontal y trasera de dicha estructura para la
instalación de los componentes toma de aire y reversa del motor JT8D-17.
Para los puntos de sujeción a la nave se visualiza como una mejor solución los
hexágonos que facilitan la manufactura ya que no se requieren procesos
especializados de taller como el rolado de perfiles que resultan en el aumento del
costo de producción.
La construcción se propone por medio de una sucesión de aros y hexágonos que le
den la forma cilíndrica, unidos por tubos que hagan la función de largueros. Los
elementos son unidos por medio de soldadura.
Los hexágonos en la parte media y los largueros de la estructura, funcionan como caja
de torsión para evitar desplazamientos radiales de los aros, uno con respecto al otro.
Imagen 12. Diseño conceptual final.
CAPÍTULO 4
DISEÑO PRELIMINAR
En este capítulo a partir del concepto de diseño obtenido en el capitulo anterior, se
desarrollará el modelado en 3D del soporte haciendo uso de software CAD.
Posteriormente dicho modelado se analizará mediante el método de elemento finito para
conocer los esfuerzos a los que está sometida la estructura haciendo uso nuevamente
de una herramienta computacional, para calcular los esfuerzos máximos y mínimos que
se presentan en la estructura, también se calculará el factor de seguridad y los
desplazamientos que existen en los elementos que conforman el modelo.
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36
CAPÍTULO 4. DISEÑO PRELIMINAR.
4.1. Análisis y diseño estructural. La aplicación de cargas a una estructura produce fuerzas y deformaciones en ella.
Determinar estas fuerzas y deformaciones se llama análisis estructural.
El diseño estructural incluye la disposición y el dimensionamiento de las estructuras y
de sus partes, de manera que las mismas soporten en forma satisfactoria las cargas
colocadas sobre ellas. En particular, el diseño estructural implica lo siguiente: la
disposición general de las estructuras; el estudio de los posibles tipos o formas
estructurales que representan soluciones factibles; la consideración de las condiciones
de carga; el análisis, el diseño preliminar y a detalle, el cual implica planos de
manufactura, para finalmente realizar la manufactura de la estructura.
4.1.1. Principios básicos del análisis estructural.
La ingeniería estructural abarca una extensa variedad de estructuras, aparte de los
puentes y los edificios. Entre ellas podemos citar estadios, torres de transmisión de
energía eléctrica, torres de radio y televisión, cables, arcos, tanques de agua,
pavimentos de concreto, y muchas más. Los tamaños varían desde marcos pequeños
con pocas vigas y columnas.
Los principios fundamentales que se aplican en el cálculo estructural son las leyes del
movimiento de Isaac Newton las cuales establecen que:
1. Un cuerpo estará en estado de reposo o en estado de movimiento uniforme en
línea recta, a menos que sea forzado a cambiar de estado por fuerzas
impuestas a él.
2. La razón de cambio del momentum o cantidad de movimiento de un cuerpo es
igual a la fuerza neta aplicada.
3. Para toda acción corresponde una reacción igual y opuesta.
Estas leyes del movimiento pueden expresarse con la ecuación:
En esta ecuación ∑F es la sumatoria de todas las fuerzas que actúan sobre el cuerpo,
m es la masa y a es su aceleración. En este trabajo se tratará un tipo particular de
equilibrio, llamado equilibrio estático, en el que el sistema no está acelerado. La
ecuación de equilibrio toma entonces la forma
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Estas estructuras, o no se mueven o bien se mueven a velocidad constante. Se usará
el principio del equilibrio estático para estudiar las fuerzas que actúan sobre las
estructuras, así como el método de elemento finito para determinar la respuesta de la
estructura a esas fuerzas. Por respuesta se quiere decir el desplazamiento del
sistema y las fuerzas que ocurren en cada componente del sistema.
4.2. El acero como material estructural.
El acero es uno de los materiales más importantes estructurales. Entre sus
propiedades de particular importancia en los usos estructurales, están la alta
resistencia, comparada con cualquier otro material disponible, y la ductibilidad15. Otras
ventajas importantes en el uso del acero son su amplia disponibilidad y durabilidad,
particularmente con una modesta cantidad de protección contra el medio ambiente.
El acero se produce por la refinación del mineral de hierro y metales de desecho, junto
con agentes fundentes apropiados, coque (para el Carbono) y Oxígeno, en hornos a
alta temperatura, para producir grandes masas de Hierro llamadas Arrabio de primera
fusión. El Arrabio16 se refina aun más para remover el exceso de cromo, Manganeso,
Molibdeno, Fósforo, Sílice, Azufre, Titanio, Columbio y Vanadio, para producir las
características deseadas de resistencia, ductibilidad, soldadura y resistencia a la
corrosión.
4.2.1. Resistencia del acero.
En todo diseño de acero se tiene en consideración la resistencia de fluencia17 del
material. El acero laminado en caliente, fabricado con fines estructurales, se denomina
como acero estructural al carbono, con límite de fluencia de 250MPa (2?549 kg/cm 2).
Para este proyecto se propone usar el acero estructural ASTM A36 o acero
estructural con carbono, es hasta hace poco tiempo, el acero estructural básico
utilizado más comúnmente en construcciones estructurales en edificios y puentes. El
acero A36, tiene una densidad de 7850 kg/m³ (0.28 lb/in³), en barras, planchas y
perfiles estructurales con espesores menores de 8 plg (203,2 mm) tiene un límite de
fluencia mínimo de 250MPa (36 ksi), y un límite de rotura mínimo de 410MPa (58
ksi). Las planchas con espesores mayores de 8plg (203,2 mm) tienen un límite de
fluencia mínimo de 220MPa (32ksi), y el mismo límite de rotura pero de todos modos
se rompe.
15
Es la capacidad que tiene el material de deformarse sustancialmente ya sea a tensión o compresión
antes de fallar 16
Material fundido que se obtiene en el alto horno mediante reducción del mineral de hierro 17
Es el punto a partir del cual el material se deforma plásticamente. Hasta esa tensión el material se
comporta elásticamenente, siguiendo la ley de Hooke, y por tanto se puede definir el módulo de Young.
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38
4.3. Conexiones estructurales.
Una estructura de acero se forma del ensamblaje de los miembros estructurales que
constituyen un armazón. Se requieren conexiones en los lugares donde los diversos
miembros se deben unir por sus extremos a otros miembros de manera que permitan
que la carga siga su flujo ordenado y continuo hasta llegar a los puntos de soporte.
Las juntas estructurales se pueden clasificar dependiendo del método de sujeción:
remaches (casi nunca), tornillos, o soldadura. Las conexiones que usan tornillos se
clasifican además como conexiones de tipo de aplastamiento o de tipo fricción.
4.3.1. Conexiones atornilladas.
Las conexiones de elementos estructurales son de suma importancia en el
comportamiento general de una estructura. Las especificaciones ASTM, RCSC, son
las que rigen los pernos de alta resistencia.
Perno, arandela y tuerca en conjunto, están especificados dentro de los códigos
emitidos por AISC, RCSC, los cuales, a partir de estudios previos han demostrado ser
la normativa adecuada para usarse como guía de diseño al momento de requerir
juntas empernadas.
Los pernos de alta resistencia están especificados
bajo normas ASTM A325 y A490. El perno A325 es
fabricado bajo tratamiento térmico y con un acero
temperado de medio carbono, el perno A490 es de
un acero de baja aleación y templado, tiene
propiedades mecánicas más altas que es A325.
4.3.2. Resistencia a la tensión.
Los pernos A325 son los que se proponen para este proyecto debido a que poseen
una resistencia mínima a la tensión de 120Ksi para diámetros de ½ - 1 pulgada, y de
105Ksi para diámetros de 1 1/8 – 1 ½ pulgadas de diámetro.
4.3.3. Tipos de pernos de alta resistencia.
Los pernos de alta resistencia de acuerdo a su clasificación metalúrgica están
divididos en dos grupos, el grupo 1 cubre aceros al medio carbono para el perno A325.
El tipo 3 cubre las especificaciones de pernos de alta resistencia, los cuales han sido
mejorados para resistir la corrosión atmosférica, los pernos del tipo 3 se diferencian
del tipo 1 en la línea que se encuentra subrayando la especificación ASTM, del perno
en la cabeza hexagonal del mismo, como se indica en la imagen 12.
Imagen 13. Perno de alta resistencia
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4.3.4. Tuercas.
Las tuercas que se utilizan conjuntamente con los tornillos de alta resistencia están
bajo la normativa ASTM A563 grado C para los pernos A325, de igual manera que los
pernos existen tuercas tipo 1 y 3.
4.3.5. Arandelas.
El tipo de arandelas que se utilizan en conjunto con los pernos de alta resistencia
están bajo la especificación ASTM A436, y su función fundamental es la de aportar
una superficie endurecida no abrasiva bajo la cabeza del tornillo o tuerca de trabajo
pesado. Las arandelas tienen la finalidad de proteger la superficie exterior del material
juntado a fin de evitar las consecuencias del desgaste de este material por el giro de la
tuerca en la instalación con el perno.
4.3.6. Designaciones básicas para las roscas en tornillos.
La rosca más común para sujeción es la métrica. Estos tipos de rosca están
normalizados, lo que quiere decir que las dimensiones de diámetro, paso, ángulo del
filete, forma de la cresta y la raíz, etc. ya están predefinidas Las roscas métricas para
tornillos se encuentran designadas por la letra “M” mayúscula seguida del tamaño
nominal (diámetro mayor básico en milímetros) y el paso en milímetros, separados por
el signo “x”. Por ejemplo, M20x1.5 hace referencia a un tornillo de rosca métrica de 20
mm de diámetro y 1,5 mm de paso. Para este proyecto se propone usar tornillos de las
siguientes medidas:
Tabla 7. Tornillos de alta resistencia.
Diámetro de barreno(mm)
Clasificación Grupo Rosca propuesta
Longitud de tornillo (plg)
8.4 ASTM A325 3 M8X1.25 2
14.3 ASTM A325 3 M14X2 5 3/4
22.75 ASTM A325 3 M22X2.5 6 1/2
8.6 ASTM A325 3 M8X1.25 2
4.3.7. Conexiones Soldadas.
La soldadura es un proceso por el cual se unen piezas de metal, calentándolas hasta
alcanzar el estado fluido o casi fluido, con o sin aplicación de presión. La soldadura
estructural es casi toda eléctrica, y se dispone de numerosos procesos. El proceso
funde simultáneamente una parte del metal base (el metal que se quiere unir) y el
metal de aporte en la superficie de separación, de manera que los metales se
entremezclan y se desarrolla una continuidad del material en la junta, cuando tiene
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40
lugar el enfriamiento. Si la cantidad de electrodo depositado es pequeña en relación
con el espesor de las partes unidas, el proceso tiende a ser poco confiable (es decir,
ocurre una fusión insuficiente del metal base de manera que la soldadura puede
reventarse o no efectuar una junta completa).
4.3.8. Soldadura de arco metálico protegido (SAMP).
Este es el proceso más usual en la soldadura estructural, que usa electrodos de barra.
Los electrodos están disponibles en longitudes de 9 a 18 pulgadas y están cubiertos
de un material que produce un gas y escoria inertes, cuando la corriente de soldadura
funde el metal. Al mismo tiempo que la varilla se consume (material de aporte) se va
depositando en la zona de unión o contacto. El gas inerte rodea la zona de soldado
para impedir la oxidación. El tamaño mayor de soldadura producido en un solo pase,
es alrededor de 5/16plg u 8mm.
4.3.9. Electrodos para soldar.
Se dispone de una variedad de electrodos de manera que se puede hacer un ajuste
apropiado de la resistencia y características metalúrgicas del metal base con el
material de la soldadura. En las aplicaciones estructurales. La American Welding
Society (AWS), en cooperación con la ASTM, ha establecido un sistema de
numeración de electrodos, que clasifica a estos electrodos de soldar (o varillas) de la
manera siguiente:
Eaaabc
Donde:
E= Significa un acero de bajo carbono, mediante el método de soldadura por
arco metálico protegido (SAMP).
aaa = número de dos o tres dígitos que establecen la resistencia última a
tensión del metal de la soldadura. En general, se dispone de los valores
siguientes:
o 60, 70, 80, 90, 100, 110 y 120 kips/pulp2
o 415, 485, 550, 620,690, 760 y 825Mpa
b = Indicar lo apropiado de la posición de soldado.
o 1 = utilizable en toda la posiciones
o 2 = utilizable para las posiciones planas u horizontal
o 3 = utilizable en posición plana solamente.
C = El último dígito, combinado con lo anterior, indica el tipo de recubrimiento
de fundente e indica la fuente de corriente y la técnica de soldadura: CD
(polaridad directa), CA (polaridad inversa).
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Para este proyecto se propone usar la soldadura 1/8” E6010 en donde 1/8
corresponde al diámetro del electrodo esto tomando en cuenta el espesor de nuestro
material base, E indica el método de soldadura, 60 es la resistencia última a tensión en
kips/pulg2 o 415 MPa y el 10 de acuerdo al Machinery's Handbook 27th Edition es
un electrodo diseñado para tubo estructural y estructuras en general, excelente para
todas las posiciones de soldadura, la escoria es ligera y fácil de quitar, es de arco
profundo y penetrante y trabaja con polaridad DC(electrodo positivo).
4.3.10. Soldaduras con surco o ranura.
Generalmente requieren que se moldeen las orillas de las partes en un surco para
facilitar la penetración de la soldadura. Las formas con surco incluyen un cuadrado, un
bisel, la V, la U y la J, en lados sencillos o dobles, como se muestra en la figura 4. Se
usa material de relleno para saturar la unión, por lo general mediante soldadura con
arco eléctrico o con oxígeno y gas combustible. Aunque se asocia más estrechamente
con una unión empalmada, la soldadura con surco se usa en todos los tipos de
uniones, excepto en la sobrepuesta.
Imagen 14. Soldaduras de ranura típicas (Las líneas con guiones muestran los bordes originales de las partes).
a. soldadura con surco cuadrada, un lado;
b. soldadura con surco en bisel único;
c. soldadura con surco en V único;
d. soldadura con surco en U único;
e. soldadura con surco en j único;
f. soldadura con surco en V doble para secciones más gruesas.
4.4. Fundamentos del método de elemento finito.
El método de elementos finitos, es un método numérico para la solución de problemas
de ingeniería hoy comúnmente empleado para la solución de problemas que
involucran un alto grado de complejidad, de matemáticas aplicadas así como las
fisicomatemáticas, ya que la gran mayoría de los problemas que se presentan en
estas áreas, comúnmente involucran geometrías complejas, cargas no distribuidas y
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determinación de propiedades de materiales, por lo que generalmente no es posible
obtener alguna solución analítica directamente de expresiones matemáticas.
Entre las áreas de la fisicomatemática y la ingeniería en las que el uso del método de
los elementos finitos es aplicado para la solución de problemas destacan los
siguientes: el análisis de estructura, problemas de transferencia de calor, flujo de
fluidos, transporte de masa así como el cálculo de potencial electromagnético.
Se entiende por solución analítica a aquellas expresiones matemáticas que arrojan
valores para alguna determinada incógnita, la cual es válida a lo largo del cuerpo
estudiado y por tanto, es válida también en cualquier sección del cuerpo en un número
infinito de locaciones dentro del cuerpo. Estas soluciones analíticas, generalmente
requieren la solución de ecuaciones diferenciales ya sean parciales u ordinarias, las
cuales, debido a que se analizan geometrías complejas, cargas no distribuidas y
determinación de propiedades de materiales, no son posibles de resolver.
Sin embargo, la formulación que se propone por medio del uso del método de
elementos finitos, permite que el problema sea planteado como una serie de
ecuaciones algebraicas simultáneas, en lugar de requerir la resolución de ecuaciones
diferenciales complejas, pero, dado que el problema tiene que ser “discretizado 18”,
este método numérico, al igual que todos los métodos numéricos, arrojan valores
aproximados de las incógnitas en un número finito de locaciones dentro del cuerpo, las
cuales dependen directamente, del número de elementos usados para la
discretización de la pieza.
Durante la aplicación del método de elementos finitos, en lugar de intentar resolver el
problema como un todo en una sola operación, se divide el cuerpo del problema en un
número finito de elementos, los cuales a su vez se resuelven simultáneamente y se
obtiene el resultado de un todo conformado por cada resultado arrojado por los
elementos finitos.
El software utilizado en este trabajo para el análisis de la estructura soporte es ANSYS
WORKBENCH, mediante el cual se calcularán:
Esfuerzos máximos
Deformaciones
18
Es el proceso de modelación de un cuerpo que consiste en la división equivalente del mismo, en un
sistema conformado por cuerpos más pequeños (elementos finitos) interconectados por medio de puntos
comunes o nodos, los cuales forman superficies y se comportan como volúmenes de control
independientes.
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Factor de seguridad
Un análisis del elemento finito típico involucra los siguientes pasos:
1. Generar el dibujo del elemento.
2. Seleccionar el tipo de elemento finito.
3. Introducir las propiedades del material y de la geometría.
4. Discretizar la estructura ó medio continúo de elementos finitos.
5. Aplicación de condiciones de frontera. Solución del sistema de ecuaciones
algebraicas para determinar las respuestas.
6. Mostrar los resultados.
4.4.1. Generación del modelado.
Para la generación del modelado en tres dimensiones se modelo a partir del diseño
conceptual final (imagen 11), el cual a su vez se dividió en 12 ensambles los cuales
están conformados por 20 partes diferentes, el despiece total se puede apreciar en el
capítulo siguiente en los planos de manufactura.
Imagen 15. Modelado en 3D del SOPORTE.
4.4.2. Seleccionar el tipo de elemento finito.
Los elementos sólidos son la generalización tridimensional de los elementos en
esfuerzo plano. El tetraedro y exaedro son las formas más comunes de los elementos
tridimensionales. En este caso el elemento a utilizar fue el tetraedro el cual genera el
ANSYS WORKBENCH por default.
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4.4.3. Propiedades del material y de la geometría.
A continuación se muestran las tablas que muestran las unidades bajo las cuales se
trabajo, las propiedades de la geometría y las propiedades del acero estructural ASTM
A36.
Tabla 8. Unidades empleadas para el análisis por elemento finito.
SISTEMA DE UNIDADES SI
Longitud mm
Ángulos Grados
Velocidad angular Rad/s
Masa Kg
Esfuerzo MPa
Tabla 9. Propiedades de la geometría.
Nombre del objeto SOPORTE
Tamaño
Longitud en X 3092
Longitud en Y 1145.2
Longitud en Z 1141.3
Propiedades
Volumen 4.1443e+007 mm³
Masa 322.442
Escala 1:1
Densidad 7860kg_m3
Tabla 10. Propiedades del Acero estructural ASTM A36.
4.4.4. Mallado.
A continuación se muestra la tabla en donde se muestra la configuración del mallado
que se utilizó para dividir la estructura en elementos finitos. Los programas de
generación de malla, llamados preprocesadores, ayudan a hacer este trabajo. En este
proyecto se utilizó ANSYS WORKBENCH para generar la malla.
Acero estructural ASTM A36
Densidad (Mg/m3) 7.85
Modulo de elasticidad E (GPa) 200
Modulo de rigidez G (GPa) 75
Resistencia a la cedencia (MPa) 250
Resistencia ultima (MPa) 400
% de elongación en probetas de 50 mm 30
Razón de Poisson v 0.32
Coeficiente de expansión térmica (10-6)/°C 12
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Tabla 11. Propiedades de la malla
Nombre del objeto Malla
Preferencia física Mecánica
Tamaño
Relevancia del centro Fino
Tamaño del elemento 5.0mm
Suavizado Alto
Transición Rápido
Initial Size Seed Ensamblado activado
Lapso del Ángulo central Grueso
Longitud mínima de borde 8.8371e-003 mm
Crecimiento
Opción de crecimiento Transición suavizada
Radio de transición 0.272
Capas máximas 5
Índice de crecimiento 1.2
Parche conforme opciones
Triangulo mallador de superficie Controlado por programa
Avanzado
Forma de control Estándar mecánico
Elementos de nodos secundarios de mediana
Controlado por programa
Elementos de cara recta No
Numero de reintentos Default (4)
Reintentos extras para el ensamble Si
Comportamiento del cuerpo rígido Dimensionalmente reducido
Transformación de la malla Deshabilitado
Estadísticas
Nodos 4170796
Elementos 2110197
Durante el mallado es importante asegurarse de obtener una malla de calidad, esto
quiere decir que nuestros elementos con los que mallamos se ajusten lo mejor posible
a la forma de nuestro modelo 3D, además de que todos los elementos deben de tener
continuidad en especial en las conexiones entre elementos, si se trata de un
ensamble, todo esto con el objetivo de obtener resultados más apegados a la realidad.
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A) Mallado por default B) Mallado con refinamiento
Imagen 16. Ajuste de la malla al modelo en 3D.
Imagen 17. Malla final con refinamiento.
4.4.5. Aplicación de condiciones de frontera.
Para el análisis los puntos de anclaje que se definieron fueron 3 (imagen 18), los
cuales son la conexión entre la estructura y el Pylons del BOING 727.
A) Dos Puntos de soporte delanteros B) Punto de soporte posterior
Imagen 18. Puntos de anclaje entre la estructura y el Pylon del BOING 727.
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Las cargas que se aplicaron a la estructura se colocaron en la parte de enfrente y en la
parte posterior de la misma.
Tabla 12. Cargas aplicadas a la estructura.
Cantidad. Fuerza (N) Posición o localización
23 128 Parte delantera
42 140.143 Parte posterior
A) 23 cargas en la parte delantera B) 42 fuerzas en la parte posterior
Imagen 19. Distribución de Fuerzas aplicadas a la estructura
4.4.6. Resultados
En esta sección después de haber obtenido el modelo en 3D, definido las propiedades
de la geometría y el material, definido las condiciones de frontera, mallado la
estructura, se esta listo para resolver el problema con ayuda del software ANSYS
WORKBENCH, con el objetivo de obtener la deformación total (imagen 20), el
esfuerzo equivalente de Von-Mises (imagen 21) y el factor de seguridad (imagen 23).
Tabla 13. Resultados del Análisis por Elemento Finito.
Tipo de análisis Estructural estático
Solucionador Mechanical APDL
Temperatura de medio ambiente 22 °C
Refinamiento de malla adaptado
Bucles de refinamiento máximo 1
Profundidad de refinamiento 2
Alcance
Método de determinación de alcance Selección de geometría
Geometría Todos los cuerpos
Deformación total Máxima 0 mm
Mínima 2.7838e-002 mm
Esfuerzo equivalente
de Von-Mises
Máximo 1.3987e-005 MPa
Mínimo 2.272 MPa
Factor de seguridad mínimo >10
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En la imagen 17 se muestran las deformaciones totales en donde la zona más crítica
es la parte posterior de la estructura (La sección de color rojo), en donde va colocada
la reversa del avión, presenta una deformación máxima de 0.027838 mm, lo cual es
aceptable debido a que es una magnitud muy pequeña.
Imagen 20. Deformación total de la estructura.
En la imagen 18 se muestra el gráfico de los esfuerzos que se presentan en los
elementos de la estructura, en donde el esfuerzo máximo se presenta en el punto de
soporte posterior de la estructura, el cual se puede apreciar mejor en la imagen 19.
Imagen 21. Esfuerzo equivalente de Von-Mises.
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En la imagen 19 se muestra la zona donde se presenta el esfuerzo máximo, la cual es
el soporte posterior de la estructura, presenta una esfuerzo máximo de 2.272 MPa el
cual es mucho menor que el esfuerzo de cedencia del Acero estructural A36 (250
MPa).
Imagen 22. Esfuerzo Máximo.
En la imagen 20 se muestran los resultados del cálculo del Factor de Seguridad, el
cual es mayor que 10, con esto se alcanza el objetivo de la un factor de seguridad
mayor o igual 1.5, es decir la estructura será capaz de soportar más de 10 veces la
carga con la que trabajará, y con esto se asegura el correcto funcionamiento con el
material y la configuración propuestos, además de un factor de seguridad muy
aceptable.
Imagen 23. Factor de seguridad.
CAPÍTULO 5
DISEÑO A DETALLE
Este capítulo presentan los planos de manufactura del soporte. Para la elaboración de
dichos planos se aplicó el sistema de dimensionado geométrico y tolerancias (GD&T por
sus siglas en inglés), así como el uso de normatividad internacional ASME Y14.5.
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CAPÍTULO 5. DISEÑO A DETALLE.
Hoy en día el uso de las tolerancias geométricas y dimensionales es imprescindible
para el diseño y la fabricación de artículos desde muy pequeños hasta de enormes
dimensiones.
Las tolerancias tanto las geométricas como las dimensionales están enfocadas a
describir, como a dar un margen de error aceptable para su fabricación, para de esta
manera aumentar la productividad y la calidad, así como tratar de disminuir de una
manera considerable los costos y las perdidas.
GD&T es un idioma internacional que se utiliza en los dibujos de ingeniería para
describir con precisión el tamaño, forma, orientación y ubicación de las características
de la pieza. Es también un lenguaje exacto que permite a los ingenieros de diseño
"decir lo que quieren decir" en un dibujo, mejorando así los diseños de productos y la
reducción de costos. Los ingenieros de proceso y fabricación deben utilizar el lenguaje
para interpretar la intención del diseño y para determinar el mejor método de
fabricación. El control de calidad e inspección deben utilizar el lenguaje de GD&T para
determinar el seguimiento adecuado y verificación de piezas.
Uno de los factores más importantes del sistema GD&T es lograr que las piezas de los
productos puedan ser construidos por diferentes fábricas y que sean intercambiables
entre ellos, es decir en pocas palabras manejar un estándar en la fabricación de las
piezas de una misma utilidad. Este punto es muy importante debido a la globalización,
ya que de esta manera los productos no estarán limitados a una determinada
localización o a un determinado fabricante, sino que sus piezas podrán fabricarse
alrededor del mundo y aun así saber que cuando se ensamble el producto final será
funcional y de buena calidad.
En el presente proyecto se elaboraron los planos de manufactura de acuerdo a la
norma ASME Y14. A continuación se muestran los planos de la estructura soporte.
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c
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Conclusiones.
El desarrollo de este trabajo ha dado como resultado el diseño mecánico, análisis
estructural y se han generado los planos para la manufactura de una estructura de
acero ASTM A36 capaz de ser instalada en el Pylon izquierdo del BOING 727 y que
cumple con la función de soporte para la toma de aire y reversa del el motor JT8D-17.
Por lo que se puede concluir que el objetivo de este proyecto se ha alcanzado
satisfactoriamente, además de que en los dos últimos capítulos se presentan los
resultados del diseño de dicho soporte, el cual puede ser evaluado en base a las
metas de diseño que se establecieron en el capítulo 2, la Tabla 14 se muestra en qué
medida fueron alcanzadas las metas de diseño establecidas en la definición de los
requerimientos.
Tabla 14. Tabla de evaluación de las metas de diseño de la estructura.
Concepto de la meta de diseño
Descripción Evaluación
Masa a soportar por la estructura.
600kg. Meta alcanzada en el diseño mecánico
Tipo de sujeción del avión a la estructura.
No permanente. Mediante el uso de pernos cónicos
Meta alcanzada en el diseño mecánico con
tornillos de alta resistencia
Tipo de sujeción de la estructura a los componentes.
No permanente. Mediante Tornillos estructurales
Meta alcanzada en el diseño mecánico con
tornillos de alta resistencia
Tipo de sujeción entre los componentes de la
estructura.
Permanente. Mediante soldadura.
Meta alcanzada en el diseño mecánico con
soldadura E6010
Factor de seguridad. 1.5 El factor de seguridad de la estructura es mayor a 10
Peso máximo de la estructura.
400kg. Máximo El peso total de la estructura es de 325 kg
Dimensiones. No excedan a las del cowling
Meta alcanzada en el diseño mecánico
Tiempo de vida estimado. 10 años Meta alcanzada en el diseño mecánico (queda sujeta al mantenimiento
adecuado de la estructura) Tiempo de instalación
estimado. 90 minutos1 Meta alcanzada en el
diseño
Tiempo de remoción estimado.
90 minutos1 Meta alcanzada en el diseño
Restricción en el esfuerzo de cedencia
Esfuerzo menor o igula a 250 MPa
Esfuerzo máximo de 2.272 MPa.
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La parte complementaria de esta tesina sería la fabricación del soporte, para que éste
pueda ser probado en operaciones reales y así determinar su eficiencia.
Cumpliendo con otros objetivos se pretende que este diseño sea de utilidad en la
implementación de prácticas de remoción e instalación de tomas de aire y reversas en
el avión antes mencionado, así como también proporcionar una mejora estética y
complementar el ensamble parcial del BOING 727.
Como futuras mejoras se visualiza, tomando en cuenta los resultados del análisis por
elemento finito, un rediseño en la configuración de los elementos estructurales, para
ello se deberán proponer y analizar nuevas configuraciones con menos material ya
que el factor de seguridad en el actual diseño resultó sobrado y los esfuerzos a los que
están sometidos los elementos del mismo son bajos en comparación con el esfuerzo
de cedencia del acero estructural propuesto, se tendría una estructura más ligera y
económicamente más viable.
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BIBLIOGRAFÍA.
LIBROS
Bowles Joseph E.. DISEÑO DE ACERO ESTRUCTURAL. 1A Ed. Editorial
Limusa. Cuarta reimpresión 1993.
Hibbeler Russell C.. Mecánica de Materiales. 8 a
Ed. Editorial PEARSON. s/l.
2011.
IMACA Instituto Mexicano de la Construcción en Acero. Manual de
construcción en acero. 4 a
Ed. Editorial LIMUSA NORIEGA EDITORES. s/l.
2002.
Jeffus Larry, SOLDADURA, Principios y Aplicasiones,5a edición. Editorial
CESOL. s/l.2009.
McCormac Jack C.. Análisis Estructural. 3 a
Ed. Editorial McGraw-Hill. s/l.
1984.
Mott Robert L. Diseño de Elementos de Máquina. 4a Ed. Editorial PEARSON.
s/l. 2006.
Shigley Joseph Eduard, Charles R. Muschke. Diseño en Ingeniería Mecánica. 5 a
Ed. Editorial McGraw-Hill. s/l. 1990.
The American Society of Mechanical Engineers. ASME Y14.5-2009.
DIMENSIONING AND TOLERANCING. s/l. 2009.
M. en C. Watanave Jorge Ramos, Curso de diseño mecánico IPN-ESIME-SEPI
CIBERGRAFÍA
http://www.boeing.com/commercial/727family/index.html
http://noticias.universia.net.mx/ciencia-nn-tt/noticia/2009/08/10/14157/convierte-
ipn-boeing-727-laboratorio-aeronautica.html
http://noticias.universia.net.mx/vida-
universitaria/noticia/2005/09/22/86114/estudiantes-aeronautica-ipn-
ensamblaran-boeing-727-donado-mexicana-aviacion.html
http://www.wentworth.aero/gallery-5.htm
http://html.rincondelvago.com/roscas-de-tornillo.html
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ANEXOS
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ANEXO 1. Nombres y símbolos de perfiles.
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ANEXO 2. Perfiles estructurales.
El IMAC consideró conveniente designar los perfiles de acero con sólo dos letras, una
ideográfica y la otra abreviatura de su descripción, en vez de las tres o más siglas
tradicionales. A continuación se indican las equivalencias.
LI = APS de lados iguales
LD = APS de lados desiguales
CE=CPS
IE=IPS
IR=IPR
TR=TPR
IS=IPC
OR=PTR o PER
CF=CPL2
ZF=ZPL2
TUBO CIRCULAR DIMENSIONES (OC)
Designación D x t D nominal D interior Peso Área Denominación
mm x mm in x in In Mm Kg/m cm 2
33 x 3.38 1.315 x 0.113 1 26.64 2.50 3.19 40E
42 x 3.56 1.66 x 0.140 1 ¼ 35.08 3.39 4.32 40E
48 x 3.68 1.90 x 0.145 1 ½ 40.94 4.05 5.16 40E
114 x 6.02 4.5 x 0.237 4 102.26 16.08 20.48 40E
ÁNGULO DE LADOS DESIGUALES (LD)
Designación Tamaño y espeso t k R Peso Área
mm x mm x mm19
in x in x in Mm mm Kg/m cm 2
102 x 76 x 6
3 x ¼ 17.46 9.5 8.63 9.29
42 x 3.56 1.66 x 0.140 1 1/4 35.08 3.39 4.32
48 x 3.68 1.90 x 0.145 1 1/2 40.94 4.05 5.16
19
Redondeado al milímetros
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ANEXO 3. Designación de perfiles.
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83
ANEXO 4. Principales productores nacionales de tubo y acero estructural.
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