Resumen de Análisis estructural del ala de un vehículo aéreo no tripulado fabricada con materiales compuestos

Andrés Felipe Correa, Juan León Becerra, Julián Rodríguez Ferreira, Manuel Martínez, Octavio Andrés González Estrada

• español

  Los materiales compuestos son muy usados en aplicaciones aeroespaciales por sus buenas propiedades mecánicas, como baja densidad y alta resistencia. Debido a su versatilidad es posible diseñar diferentes configuraciones, haciendo complejo encontrar la opción óptima de diseño del material compuesto. El objetivo de este trabajo es comparar diferentes laminados en la superficie del ala, analizar la ventaja de usar elementos estructurales como largueros y costillas y, además, ver la influencia en el diseño de diferentes simplificaciones de carga. En este estudio se utiliza la técnica de análisis de elementos finitos para encontrar las mejores características respecto a resistencia, deformación y modos de falla bajo las condiciones establecidas. El análisis mostró que la mejor simplificación de carga es una distribuida a lo largo del centro de presiones, el mejor laminado en la superficie es [45/0/0/45], con tela de fibra de carbono, el cual presentó un desplazamiento máximo de 15,27 mm. El uso del larguero presentó una disminución de 29,6% en el desplazamiento máximo, y las costillas no representaron un cambio significativo en la respuesta estructural.

• English

  Composite materials are widely used in aerospace applications due to their good mechanical properties such as low density and good resistance, due to their versatility it is possible to design different configurations making it difficult to find the optimal option. The objective of this work is to compare different laminates on the wing surface, the advantage of using structural elements such as spars and ribs, also to see the influence on the results of different load simplifications. In the study, the finite element analysis technique is used to find the best characteristics regarding resistance, deformation, and failure modes under the established conditions. The analysis showed that the best load simplification is a decreasing distributed load along the pressure center, the best surface laminate is [45/0/0/45] with carbon fiber cloth with a maximum displacement of 15.27 mm, the spar presented a 29.6% decrease in maximum displacement and the ribs did not represent a significant change in the structural response.