DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN BANCO DE...

DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN BANCO DE SIMULACIÓN PARA EL SISTEMA ANTI ICE DEL BORDE DE ATAQUE DE LA AERONAVE AIRBUS 320

DANIEL ARTURO MALAGÓN ENEMOCÓN

JHONATAN GUILLERMO AGUIRRE VICTORIA JUAN CARLOS BENAVIDES ZAPATA

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA

FACULTAD DE INGENIERÍA PROGRAMA INGENIERÍA AERONÁUTICA

BOGOTÁ D. C. 2010

DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN BANCO DE SIMULACIÓN PARA EL SISTEMA ANTI ICE DEL BORDE DE ATAQUE DE LA AERONAVE AIRBUS 320

DANIEL ARTURO MALAGÓN ENEMOCÓN JHONATAN GUILLERMO AGUIRRE VICTORIA

JUAN CARLOS BENAVIDES ZAPATA

Trabajo de grado presentado para optar por el título de: Ingeniero Aeronáutico

Asesor Temático ING. JORGE A. RIPPE S

Asesora Metodológica C.S.P. PATRICIA CARREÑO

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENIERÍA

PROGRAMA INGENIERÍA AERONÁUTICA BOGOTÁ D. C.

2010

Nota de aceptación:

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Firma del presidente del jurado

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Firma del jurado

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Firma del jurado

Bogotá D. C. Enero 15 de 2010.

DEDICATORIA

A todos los que se interesaron por este proyecto, se preocuparon por que saliera adelante y me apoyaron para que fuera así. Sin ustedes no hubiera sido posible, Gracias.

DANIEL ARTURO MALAGÓN ENEMOCÓN

A mis padres por apoyarme siempre para salir adelante y motivarme con sus consejos para que fuera así. En especial a ti papá, que siempre has estado a mi lado en las buenas y en las malas. A mi novia especialmente, mis amigos y mi familia, que sin importar los momentos duros siempre estuvieron ahí para tenderme una mano. Sin la ayuda de todos ustedes no hubiera sido posible este triunfo. Gracias.

JHONATAN GUILLERMO AGUIRRE VICTORIA

Agradezco a mis padres y a mis hermanos por la ayuda brindada durante toda la transición de mi vida, así como también durante el desarrollo de este proyecto. A todas esas personas que de forma directa e indirecta me colaboraron con el desarrollo de este proyecto. Gracias.

JUAN CARLOS BENAVIDES ZAPATA

AGRADECIMIENTOS

Los autores expresan su agradecimiento a:

El ingeniero Jorge Rippe, como tutor del proyecto.

A los Ingenieros Aurelio Méndez, Alejandro García y Arnold Escobar por su acompañamiento y consejos durante el desarrollo del proyecto, y toda la carrera.

A JB comunicaciones Ltda. Al Ingeniero Julio Benavides, María Mercedes Zapata, Ramón Marrugo y Vladimir Lelek, por el apoyo y consejos para el desarrollo del proyecto, así como también por el espacio facilitado para la culminación del mismo.

A la Ingeniera Diana Nieto por su amistad y apoyo.

A Nelson Zuica y Ferney Marín por sus asesorías.

A los Ingenieros Juan Pablo Betancourt y Gustavo Rodríguez por sus consejos y asesorías.

A Jairo Zarate por toda la colaboración y empeño.

Finalmente, a todos aquellos que estuvieron involucrados en el proyecto y que colaboraron para que éste llegara a un feliz término.

CONTENIDO

pág.

INTRODUCCIÓN ................................................................................................... 16

1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA ............................................................... 17

1.1 ANTECEDENTES.................................................................................... 17

1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA. ........................... 18

1.3 JUSTIFICACIÓN. ......................................................................................... 18

1.4 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN. ........................................................ 19

1.4.1 Objetivo General .................................................................................... 19

1.4.2 Objetivos Específicos. ............................................................................ 19

1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO. ...................................... 20

1.5.1 Alcances ................................................................................................ 20

1.5.2 Limitaciones ........................................................................................... 20

2. MARCO DE REFERENCIA ............................................................................... 21

2.1 MARCO TEÓRICO-CONCEPTUAL. ............................................................ 21

2.1.1 Descripción y Operación de la Protección Contra Hielo y Lluvia de la Aeronave ........................................................................................................ 21

2.1.2 Ubicación de los Componentes del Sistema Anti ice para el Plano de la Aeronave. ....................................................................................................... 22

2.1.3 Descripción del Sistema Anti ice para el Plano ..................................... 23

2.2 OPERACIÓN DEL SISTEMA. ...................................................................... 27

2.2.1 Válvula de Control ................................................................................. 27

2.2.2 Restrictor de Flujo .................................................................................. 28

2.2.3 Ducto Telescópico ................................................................................. 28

2.2.4 Ducto Piccolo ......................................................................................... 29

2.2.5 Tubería Flexible (Interconexión) ............................................................ 29

2.2.6 Indicaciones ........................................................................................... 29

2.3 LÍMITES DEL SISTEMA REAL EN LA AERONAVE A320. .......................... 29

3. METODOLOGÍA ................................................................................................ 30

3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN. .......................................................... 30

3.2 LÍNEA DE INVESTIGACIÓN DE U.S.B/SUB-LÍNEA DE FACULTAD/ CAMPO TEMÁTICO DEL PROGRAMA. ............................................................ 30

3.3 TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE INFORMACIÓN. ................................. 30

3.4 METODOLOGIA DE DISEÑO. ..................................................................... 30

4. DESARROLLO INGENIERIL ............................................................................ 34

4.1 ANÁLISIS PRELIMINAR DIMENSIONAL. ............................................... 34

4.2 DIMENSIONAMIENTO Y DISEÑO DE LA ESTRUCTURA PRINCIPAL DEL BANCO DE SIMULACIÓN. ................................................................................ 38

4.3 SISTEMA ANTI ICE PARA EL BANCO DE SIMULACIÓN .......................... 82

4.3.1 Generador de Calor por Medio de Resistencia Eléctrica con Flujo de Aire Continúo ......................................................................................................... 83

4.3.2 Difusor. .................................................................................................. 85

4.3.3 Tubería de Cobre. .................................................................................. 86

4.4 SISTEMA EXTERNO GENERADOR DE FRÍO. ........................................... 86

4.5 ESTUDIO TERMODINÁMICO. ..................................................................... 90

4.6.1 Costillas ................................................................................................. 95

4.6.2 Lámina ................................................................................................... 97

4.6.3 Vigas ...................................................................................................... 98

4.6.4 Aplicación de Anti Corrosivo (wash primer) ........................................... 98

4.6.5 Remachado ......................................................................................... 100

4.6.6 Ensamble del Sistema de Calor para el Banco de Simulación ............ 102

4.6.7 Piel ....................................................................................................... 103

4.6.8 Remachado de Piel y Terminado Final del Plano ................................ 103

4.6.9 Ensamble Final .................................................................................... 104

4.7 FUNCIONAMIENTO DEL BANCO DE SIMULACIÓN. ............................... 106

5. ANALISIS DE RESULTADOS .......................................................................... 110

6. CONCLUSIONES ............................................................................................ 111

6. CONCLUSIONES ............................................................................................ 111

7. RECOMENDACIONES ................................................................................... 112

BIBLIOGRAFÍA .................................................................................................... 113

LISTA DE TABLAS

pág.

Tabla 1. Limits of the wing ice protections. ................................................. 29

Tabla 2. NACA 4418 ................................................................................... 36

Tabla 3. Relación Porcentaje-Cuerda para el Trazo del Rib 1 .................... 42

Tabla 4. Datos Finales Relación Porcentaje-Cuerda para el Trazo del Rib 1 .................................................................................................................... 43


Tabla 6. Datos finales relación porcentaje-cuerda para el trazo del Rib 3 .. 46





Tabla 11 Relación Porcentaje-Cuerda para el Trazo del Rib 9 ................... 54


Tabla 13. Relación porcentaje-cuerda para el trazo del Rib 11 ................... 57

Tabla 14. Datos finales relación porcentaje-cuerda para el trazo del Rib 11 .................................................................................................................... 58


Tabla 16. Datos Finales Relación Porcentaje-Cuerda para el Trazo del Rib 14 ................................................................................................................ 61


Tabla 18 Datos Finales Relación Porcentaje-Cuerda para el Trazo del Rib 17 ................................................................................................................ 64

Tabla 19. Relación Porcentaje-Cuerda para el Trazo del Rib 19 ................ 66










LISTA DE FIGURAS

pág.

Figura 1. Ice and Rain Protection – Component Location, Figure 001. ... 21

Figura 2. Airfoil Anti-icing. ........................................................................ 22

Figura 3. Wing, Ice Protection ................................................................. 23

Figura 4. Bleed Control Valve. ................................................................. 24

Figura 5. Wing Ice Protection – Panel Location ....................................... 26

Figura 6. Telescopic Duct – Component Location ................................... 28

Figura 7. Wing-Component location. ....................................................... 34

Figura 8. Wing ice System Components. ................................................. 37

Figura 9. Wing ribs & Spars. .................................................................... 38

Figura 10. Ribs Designation. ................................................................... 39

Figura 11. Secciones de Costillas. .......................................................... 40

Figura 12. Front Spar & Rear Spar. ......................................................... 40

Figura 13. Cambios de Sección en la Estructura Interna. ........................ 41

Figura 14. Geometría del perfil para el Rib 1. .......................................... 44





Figura 19. Geometría del perfil para el Rib 11. ........................................ 59








Figura 27. Ensamble asistido por computador de la estructura interna del banco de simulación. ............................................................................... 81

Figura 28. Ensamble final computarizado del plano. ............................... 82

Figura 29. Sistema Base Pistola de Calor con Cableado Extendido. ...... 85

Figura 30. Componentes y Ensamble del Sistema Anti ice para el Banco de Simulación .......................................................................................... 86

Figura 31. Diseño para el Sistema Exterior de Frío. ................................ 87

Figura 32. Sistema Generador de Frío. ................................................... 88

Figura 33. Indicación de Temperatura. .................................................... 90

Figura 34. Esquema Borde de Ataque, Temperatura Interna y Externa para Condiciones de Frontera. ................................................................ 91

Figura 35. Molde y Contra Molde de Costillas. ........................................ 96

Figura 36.Secciones de Costilla (borde de ataque). ................................ 96

Figura 37. Sándwich de Lámina para Doblado. ....................................... 97

Figura 38. Vigas principales. ................................................................... 98

Figura 39. Aplicación de anticorrosivo. .................................................... 99

Figura 40. Terminado Final de la Estructura Interna ............................ 100

Figura 41. Remaches Cherrymax® CR 3213-4-03. .............................. 101

Figura 42. Remaches Cherrymax® CR 3213-5-02. .............................. 101

Figura 43. Remachadoras ..................................................................... 102

Figura 44. Lámina de aluminio 1100 para piel ....................................... 103

Figura 45. Terminado de Piel. ............................................................... 104

Figura 46. Banco de Simulación. ........................................................... 105

Figura 47. Toma corriente eléctrica ....................................................... 106

Figura 48. Humedad visible sobre el plano ............................................ 107

Figura 49. Pasadores de la cámara de frio para apertura y cerrado ..... 107

Imagen 50. Botón de encendido luz interna .......................................... 108

Figura 51. Perilla de encendido para el sistema Anti ice ....................... 108

LISTA DE ANEXOS

No se encontraron elementos de tabla de contenido.

GLOSARIO Y ABREVIATURAS

A320 = Airbus 320

AMM = Aircraft Maintenance Manual

ATA = Air transport association, chapter numbers

ATA 30 = Anti ice

BAR = Bares

ECAM = Electronic centralized aircraft monitoring

ECS = Environmental Control system

In = Inches

mm= Milímetros

NTSB = National Transportation Safety Board

PSI = Pound Square Inch

RPM = Revoluciones Por Minuto

NACA= National Advisory Committee for Aeronautics

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INTRODUCCIÓN Desde los comienzos de la historia, el hombre mostró gran inquietud por el vuelo al observar como distintos tipos de aves volaban a través del cielo y contribuían a que el hombre se fascinara con la geometría y composición de su anatomía, concluyendo que el principio de sustentación de éstas radicaba exclusivamente en sus alas. Por lo anterior, a partir del desarrollo tecnológico de la humanidad, el hombre buscó la manera de imitarlas, con el fin de cumplir parte de sus sueños y tener la sensación de alcanzar el cielo por medio del vuelo. Es por esto que después de los primeros bocetos elaborados por Leonardo Da Vinci en los años 1500 el hombre logró alzar el vuelo en el siglo XVIII, por medio de globos aerostáticos y planeadores en los que se aprecian las primeras formas geométricas de las alas y aeronaves usadas hoy en día, los cuales, a pesar de lograr sustentación, no presentaban un modo de control apropiado. A comienzos del siglo XIX el hombre logró el avance más significativo que dio pie a la aviación moderna, gracias a los estudios realizados por los hermanos Wright. Ellos lograron el control de las superficies en una aeronave, específicamente en los planos de la misma, por medio de cables de acero, creando así una deflexión en el plano que permitió, gracias a sus estudios, poder realizar movimientos en los tres ejes de la aeronave (Roll, jaw y pitch). Es por lo anterior que este proyecto de grado pretende llevar a cabo el diseño y construcción de un banco de simulación, en el que se representen los componentes, conexiones y el funcionamiento del sistema Anti Ice del borde de ataque del A320. El propósito central de la estructura del proyecto consiste en la generación de infraestructura didáctica, como soporte para la cátedra de sistemas de aeronaves e introducción a la ingeniería; por lo que con este proyecto se busca la integración directa entre alumnos y profesores al momento del desarrollo del ejercicio de laboratorio, visto desde un punto accesible a cualquier persona interesada en este funcionamiento. Para el desarrollo del proyecto se tendrá como referencia el manual Aircraft Maintenance Manual, provisto directamente por la empresa encargada del diseño y construcción de las aeronaves para los distintos operadores de las mismas, solucionando así inquietudes de tipo académico y motivacional de estudiantes y entusiastas de temas relacionados directamente con la aviación y la ingeniería, que contribuye al performance de los distintos tipos de componentes y el funcionamiento de los múltiples sistemas de una aeronave.

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1. PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA 1.1 ANTECEDENTES. El estudio de los fenómenos climatológicos en aviación siempre ha despertado gran inquietud, al ser un motivo o causal de accidentes. Es por esto que se plantean grandes interrogantes tendientes al desarrollo de sistemas en la aeronave, para la prevención de la generación de condiciones de peligro latente a distintos niveles de vuelo. Estudios realizados por la “National Transportation Safety Board (NTSB)”, demostraron que condiciones de formación de hielo en los planos de una aeronave pueden ser causal de una catástrofe como la que se registró el 31 de octubre de 1994 con un avión de la aerolínea American Eagle en los Estados Unidos de América. La investigación posterior, llevada a cabo por la entidad en mención, concluyó que el accidente se produjo debido a la congelación de los planos, al no tener un sistema de prevención efectivo para las condiciones que se presentaron en ese momento. En la práctica, se generó una condición de desprendimiento de capa límite sobre el plano, debido a que el hielo formado sobre el mismo ocasionó una variación en el paso aerodinámico del flujo sobre su parte superior, disminuyendo considerablemente la sustentación. Teniendo en cuenta todo lo anteriormente manifestado, se consideró de gran importancia en el entorno académico, contar con módulos e instrumentos que permitan desarrollar más afondo e investigar la manera en que las variaciones climáticas afectan la seguridad del vuelo. En desarrollo de la investigación previa a la ejecución de este trabajo de grado, se constató que la Universidad de San Buenaventura, sede Bogotá, no cuenta con bancos didácticos funcionales de los diferentes sistemas de una aeronave, que representen las distintas condiciones de funcionamiento de los mismos, ni estudios registrados por la universidad de este tipo de bancos. De ahí nuestra inquietud e interés en la implementación de este proyecto. Teniendo en cuenta que a nivel profesional y en el ámbito internacional, la producción y estudio de sistemas para aeronaves está directamente relacionado a los procesos de producción y optimización de cada compañía, es importante que los estudiantes se preparen adecuadamente para enfrentar los retos derivados de tales exigencias. En la medida en que los conocimientos impartidos durante el proceso de aprendizaje son limitados a los requerimientos básicos que debe

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cumplir cada sistema en la aeronave, la posibilidad de contar con bancos de simulación resulta muy útil. Proyectos como éste han sido implementados en otros programas académicos y universidades, como por ejemplo la Universidad Militar Nueva Granada en la cual se desarrolló un proyecto denominado “Simulación del viento atmosférico y aplicación experimental”, el cual comprende un banco de pruebas para aerogenerador, ubicado en el laboratorio de Ingeniería Mecánica (sección de Aerodinámica y Energía Eólica) de la Universidad de los Andes. Así se le permite a los estudiantes, de manera práctica y directa entender los procesos para optimizar su aplicación. 1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA. La presente tesis ha sido formulada con el fin principal de dar respuesta a los siguientes interrogantes: ¿Qué características técnicas y funcionales se requieren para el diseño y construcción de un banco de simulación para el sistema Anti ice del borde de ataque de la aeronave Airbus 320?; y, ¿Cómo puede ser transmitido este conocimiento a los estudiantes en forma práctica? Como se indicó anteriormente, en la actualidad la Universidad de San Buenaventura no cuenta con bancos de simulación en los que se pueda impartir una instrucción académica de tipo visual, con la que se demuestren procesos de funcionamiento al interior de las aeronaves. En consecuencia, este proyecto pretende hacer énfasis en el desarrollo de este tipo de sistemas y conocimientos prácticos, lo que brinda al alumno herramientas analíticas al momento de enfrentar situaciones de carácter real en el mantenimiento y diseño de aeronaves, contribuyendo a la optimización del programa en la universidad. En la medida en que este proyecto le muestra al alumno la elaboración del banco de simulación, desde cero, y el resultado final, para ser implementado en su propia investigación académica, constituye una herramienta efectiva para dar respuesta a los interrogantes planteados. 1.3 JUSTIFICACIÓN. Mediante el desarrollo del banco de simulación, el proyecto facilita el aprendizaje, comprensión y estimulación de los estudiantes en los distintos temas que conciernen a estos tipos de sistemas, tales como la neumática en las aeronaves, al constituir una herramienta útil al momento de explicar el funcionamiento de los

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mismos, en este caso particular del sistema Anti Ice, teniendo en cuenta que en la mayoría de las aeronaves de tipo comercial es similar. Para el desarrollo del proyecto se contó con la información necesaria del fabricante en cuanto al funcionamiento del banco de simulación, por lo que se pudo desarrollar un sistema alterno que permite simular en forma parecida el funcionamiento del que se encuentra en las aeronaves comerciales. Lo anterior, mediante la adquisición y uso de materiales de fácil adquisición en el mercado colombiano que a pesar de no estar certificados, permiten un adecuado funcionamiento del sistema. 1.4 OBJETIVOS DE LA INVESTIGACIÓN.

1.4.1 Objetivo General. Diseñar y construir un banco de simulación en el que se represente el funcionamiento del sistema Anti Ice en el borde de ataque del plano de una aeronave propulsada por motores a reacción, como ayuda didáctica y practica para el proceso de aprendizaje de los alumnos de la Universidad de San Buenaventura. 1.4.2 Objetivos Específicos.

• Proponer una metodología practico-experimental dirigida al desarrollo de

conocimientos prácticos en el funcionamiento de los sistemas de las aeronaves, tomando como referencia el ATA 30 (Anti ice) del Airbus 320, específicamente el borde de ataque de la aeronave.

• Diseñar un banco de simulación en el que se muestre y se identifique el proceso de funcionamiento del sistema Anti Ice en el borde de ataque en el plano de la aeronave A320.

• Identificar y seleccionar los materiales requeridos para el desarrollo del proyecto, por medio de la elaboración de un paso a paso para la construcción del mismo.

• Construir el banco de simulación del sistema Anti Ice en el borde de

ataque del plano de la aeronave Airbus 320.

• Entregar el banco de simulación con su respectivo manual de funcionamiento y el planteamiento de guías de laboratorio para desarrollar la temática pertinente al sistema.

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1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO. 1.5.1 Alcances. El proyecto, al final de su desarrollo, contempla el diseño y la construcción del banco en el cual se simula el funcionamiento del sistema, limitándose a las variaciones apreciables en la temperatura. Igualmente, el proyecto se convierte en una parte activa del desarrollo de la capacidad académica de los estudiantes de la Universidad de San Buenaventura, en el programa de Ingeniería Aeronáutica, mediante una guía práctica, convirtiéndose en un motivo más de estimulación para el aprendizaje al interior de la Universidad. 1.5.2 Limitaciones. En la medida en que el desarrollo de este proyecto se encuentra directamente encaminado al estudio del sistema Anti Ice del borde de ataque del plano, las limitaciones al mismo corresponden a que no se contemplan las demás partes de la aeronave, en las que este sistema tiene efecto, como lo son: (i) La entrada del flujo en el motor; y, (ii) El timón de profundidad. Por lo tanto, las partes anteriormente mencionadas no fueron tenidas en cuenta para el diseño y construcción del banco de simulación, ni para el uso de indicadores análogos. Únicamente ha sido incorporado un termómetro para la medición de las variables de temperatura, por ser esencial para el adecuado funcionamiento del sistema y desarrollo de la práctica.

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2. MARCO DE REFERENCIA

2.1 MARCO TEÓRICO-CONCEPTUAL.

2.1.1 Descripción y Operación de la Protección Contra Hielo y Lluvia de la Aeronave. El sistema permite la operación normal de la aeronave para condiciones adversas como la formación de hielo.

La protección contra el hielo proviene del uso de aire caliente o poder eléctrico para calentar las áreas que se requieren en la aeronave. Algunas de las áreas a las que se les suministra calor, tal y como se evidencia en la Figura 1, son:

• El borde de ataque de los slats 3, 4 y 5 de cada plano.

• La entrada de aire del motor El sistema de sangrado del motor provee aire caliente al sistema Anti Ice. La aeronave cuenta a su vez con calentadores eléctricos que sirven a los siguientes ítems dentro de la aeronave (Ver Figuras 1 y 2): Figura 1. Ice and Rain Protection – Component Location, Figure 001. Fuente: Airbus A320 Aircraft Maintenance Manual AMM; Reference: AMM AES; 30-00-00, Page 2.

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• El parabrisas de la cabina y las ventanas laterales

• Las sondas para censar la temperatura total del aire (TAT)

• Las sondas del ángulo de ataque (alpha)

• La toma Pitot y las sondas estáticas del sistema de datos de vuelo (ADS)

• Los mástiles de drenaje de aguas residuales.

2.1.2 Ubicación de los Componentes del Sistema Anti ice para el Plano de la Aeronave.

La ubicación de los componentes para el sistema Anti ice se localiza a lo largo del fuselaje de la aeronave, esta ubicación provee cobertura a los componentes susceptibles a la formación de hielo, por medio de una red de tubería (Ver Figura 2).

Figura 2. Airfoil Anti-icing.

Fuente: Airbus A320 Aircraft Maintenance Manual AMM; Reference: AMM AES, 30-10-00 Page 2.

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2.1.3 Descripción del Sistema Anti ice para el Plano. El sistema Anti Ice del perfil del plano usa aire caliente sangrado del motor en la etapa 8, para prevenir la formación de hielo en los slats 3, 4 y 5 del borde de ataque, tal y como se ilustra a continuación: Figura 3. Wing, Ice Protection


El aire caliente genera que el borde de ataque de los slats se recaliente, lo que previene la formación de hielo. Lo anterior, en la medida en que cada motor provee el aire caliente sangrado necesario para cada plano de la aeronave, a través del paso de aire caliente por una válvula de 2 vías, interconectada a un ducto principal que lo dirige directamente a donde éstos se encuentran ubicados.

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Las válvulas son operadas de manera electro-neumática y por seguridad tienen un muelle que las mantiene en posición cerrada, pues esto permite aislar el sistema Anti Ice de cada plano, del sangrado de aire caliente del motor. Existe la posibilidad de que el sistema de sangrado de aire caliente de un solo motor, en caso de falla, esté en la capacidad de proveer el aire caliente para los dos planos, por medio de la apertura de la válvula del múltiple de aire sangrado - Crossbleed Valve (Ver Figura 4). Figura 4. Bleed Control Valve.


Conductos provenientes de las válvulas conectan el sistema Anti Ice a un ducto telescópico en el slat 3. Cada uno de los slats anteriormente mencionados tienen un ducto de derivación que provee el aire caliente a cada slat del borde de ataque.

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El ducto de derivación en el slat 3 está conectado al ducto telescópico, mientras que los slats 3, 4 y 5 están interconectados por medio de ductos flexibles. El aire sangrado en los slats es liberado por la borda, a través de agujeros en la superficie superior del slat. La puesta en operación del sistema es controlada por medio de un botón interruptor localizado en la cabina de mando (Ver Figura 5.). El botón cuenta con tres posiciones identificadas mediante colores de iluminación, a saber:

• Encendido (se ilumina en color azul).

• Apagado (se mantiene apagado el color azul del panel de control).

• Falla (color ámbar). La luz se torna ámbar si:

• La salida de presión en la válvula izquierda o derecha es baja.

• La válvula derecha o izquierda cambia a cerrada.

• La válvula derecha o izquierda cambia a abierta.

• El relay de control no opera.

• El relay de cambio no opera.

• Existe una falla eléctrica en el sistema. El circuito eléctrico del sistema provee al computador ECS y al SDAC/ECAM la siguiente información:

• El sistema seleccionado (SDAC/ECAM únicamente).

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• El sistema esta encendido.

• La válvula derecha/izquierda está cerrada.

• La presión de salida es alta en la salida izquierda y/o derecha.

• La presión de salida es baja en la salida izquierda y/o derecha. Cuando se prende la luz de falla (FAULT):

• El sistema ECAM se inicia automáticamente.

• Se presenta un sonido de advertencia.

• La luz de precaución principal se enciende.

• El ECAM muestra mensajes de alerta.

Figura 5. Wing Ice Protection – Panel Location


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El sistema de protección de hielo en el ala solo puede ser operado de manera continua mientras la aeronave está volando, pero se pueden realizar pruebas en tierra por un tiempo límite de operación del sistema. 2.2 OPERACIÓN DEL SISTEMA. 2.2.1 Válvula de Control. La válvula de control del sistema Anti ice del plano cuenta con los siguientes componentes primarios:

• Actuador.

• Válvula mariposa.

• Controlador del ensamblado de la tubería.

• Válvula solenoide.

• 2 sensores de presión.

• 1 sensor de posición de la válvula. Cuando la presión de aire es aplicada a la válvula mariposa y la válvula solenoide es energizada, el actuador abre la válvula y permite el paso del aire a través de la válvula de control de sistema. La válvula que controla la presión de salida a 1.55 bares (22.4808 psi), +/- 0.17 bar, cuando la presión del aire sangrado es mayor al del sensor del ensamble de la tubería, hace que se libere la presión en la cámara del actuador a la atmosfera y cierra la válvula mariposa. Cuando la presión de salida del aire cae por debajo de la presión controlada, el amortiguador de resorte cierra la válvula y la cámara del actuador es presurizada nuevamente. La presión de salida del aire se mantiene por el constante movimiento de la válvula mariposa.

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Los dos sensores vigilan la presión para verificar si hay fallas. Si la presión se incrementa 2.2 bar (31.9082 psi), el sensor emite una señal de alta presión. Por otro lado, si la presión decae a 0.9 bar (13.0533 psi), se emite una señal de baja presión en el sistema. 2.2.2 Restrictor de Flujo. El restrictor de flujo se encuentra en el ducto Anti ice, debajo de la válvula de control y su diámetro es menor al de dicho ducto. Debido a esta reducción de diámetro, es posible controlar el flujo en el plano. 2.2.3 Ducto Telescópico. El ducto telescópico conecta el ducto deslizante Anti ice en el spar delantero, al ducto piccolo en el slat 3. El ducto telescópico tiene 3 tubos deslizantes con conectores de tipo bola en cada punta (Ver Figura 6). Figura 6. Telescopic Duct – Component Location.


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2.2.4 Ducto Piccolo. Tres tubos piccolo se sitúan en cada plano, en cada uno de los slats 3, 4 y 5. Cada uno de los slats tiene tres líneas de agujeros que se enfrentan a la piel del borde de ataque del plano, por los cuales se libera aire caliente a la superficie interna. El ducto piccolo en el slat 3 tiene un diámetro de 63.5 mm (2.5 in) y disminuye el tamaño en 44 mm (1.73 in) en la parte superior del slat 5. 2.2.5 Tubería Flexible (Interconexión). Los ductos flexibles conectan los ductos piccolo en los slats 3, 4 y 5, y son fabricados de alambre para alta tensión con un recubrimiento de vidrio-silicona. 2.2.6 Indicaciones. El sistema de protección de hielo inicia cuando el botón de Anti ice es operado en el panel superior de la cabina principal. El sistema usualmente toma aire sangrado de la presión intermedia del motor, si la aeronave opera a bajas RPM. En caso de que la temperatura del aire sea muy baja, el suministro cambia al sangrado de alta presión. Este cambio se genera de forma automática y suministra el aire al sistema de protección, a la temperatura correcta de funcionamiento, mientras que la válvula de control mantiene el sistema a la presión correcta. 2.3 LÍMITES DEL SISTEMA REAL EN LA AERONAVE A320.

Tabla 1. Limits of the wing ice protections.

Supply Pressure 1.33 to 1.67 bar (20 to 25 psi)

Supply Temperature 185 to 215 deg.C. (365 to 419 deg.F)

Mass Flow Through Valve 0.327 kg/s (0.7 lb/s) at 22,000 ft.


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3. METODOLOGÍA 3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN. El enfoque de este proyecto es de tipo Empírico-Analítico, ya que pretende comprender y analizar el proceso de calentamiento en el borde de ataque del plano, para evitar su congelamiento durante aquellas etapas de vuelo en las que se presentan bajas temperaturas y humedad visible durante el desarrollo del vuelo, a través de un banco de simulación para el sistema Anti ice de diseño propio. 3.2 LÍNEA DE INVESTIGACIÓN DE U.S.B/SUB-LÍNEA DE FACULTAD/ CAMPO TEMÁTICO DEL PROGRAMA.

• Líneas Institucionales: Tecnologías actuales y sociedad • Sublineas de la facultad: Instrumentación y control de procesos

• Campos de Investigación: Diseño y construcción de aeronaves.

3.3 TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE INFORMACIÓN.

Se identificaron las condiciones de vuelo en las cuales opera el sistema, esto es bajas temperaturas y humedad visible, con el fin de determinar las condiciones bajo las cuales debía efectuarse la simulación. Mediante medición directa de variables, se estableció la temperatura mínima y el tiempo a los cuales debe exponerse el plano para el adecuado funcionamiento del sistema y se realizaron cálculos de geometría característica y análisis térmico para establecer los parámetros de funcionamiento.

Adicionalmente se realizaron consultas en el Aircraft Maintenance Manual (AMM) de la aeronave Airbus 320 (A320) y bibliografía relacionada con sistemas Anti ice.

3.4 METODOLOGIA DE DISEÑO. Conocer el principio de funcionamiento propio del sistema Anti ice y su configuración resulta fundamental para el presente proyecto. Para tal fin se tuvo en cuenta la información general suministrada por el fabricante de la aeronave en la que se especifican los componentes y su funcionamiento.

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Una vez obtenida la anterior información se procedió a la obtención de datos más específicos, con el fin de contar con las medidas que permitieran determinar las longitudes y espesores del plano en la aeronave real. Lo anterior, con miras a determinar la escala a ser empleada en el plano objeto del banco de simulación. Ante la confidencialidad de datos numéricos y la estructura interior del plano guardada por el fabricante, el proceso de obtención de medidas fue efectuado a través de mediciones manuales directas, sobre un esquema de planos certificado de la aerolínea Avianca (AVA). Con las mediciones realizadas en el esquema de planos, fue posible determinar las longitudes en la estructura interna del plano real. Con base en la información obtenida y mediante una regla de tres, se determinó en 1:7 la escala para el plano del banco de simulación. De otra parte, para la determinación de la posición y distancia entre los componentes del esqueleto principal, de la estructura interna del plano, se obtuvo asesoría académica, en desarrollo de la cual se dio la discusión y aprobación del perfil aerodinámico a ser empleado en el diseño, lo cual era fundamental para determinar la geometría característica del plano. Después de varias asesorías, la conclusión a la que se llegó fue que el perfil a ser utilizado en el plano del banco de simulación, debía ser el perfil aerodinámico NACA 4418, debido a la geometría conservadora que éste presenta y su similitud con el perfil aerodinámico real. Posteriormente fue necesario un acople entre las características del perfil aerodinámico, su posición y las medidas al interior de la estructura, por lo que se redujo la cantidad de costillas en el plano; de 27 que se encuentran en la aeronave real se pasó a 13 para el plano del banco de simulación. Las costillas en el plano del banco fueron numeradas de la misma manera que en el plano real, creando puntos de referencia. A continuación, con el uso de la tabla de trazo característica del perfil aerodinámico, en términos porcentuales, fue posible obtener los diagramas para cada uno de los perfiles, con su cuerda y camber propio, con base en la sección que iban a ocupar dentro de la estructura. Teniendo en cuenta que la estructura debía contemplar esquemas de diseño, se plantearon diseños digitales de la composición geométrica de cada perfil, respetando la distancia entre ellos para la estructura interna. Con la obtención de estas imágenes virtuales fue posible determinar que la composición y geometría de las vigas que interconectan la estructura no deben ser iguales a las de la aeronave real, lo que representaba problemas al momento de determinar cambios en la graduación de dobleces para las mismas. Con la ayuda

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del software “Solid Edge ST” en el que fueron realizados los diagramas fue posible establecer, después de un ensamble de las vigas a los perfiles, que las características de geometría reafirmaban condiciones de ala crackeada con flechamiento positivo característico de las aeronaves de tipo comercial, mostrando así que éstas debían estar compuestas por dos tramos de material en una sola pieza, con un dobles entre las costillas numero 9 y 11 de alrededor de 15° para la viga delantera, y un rango menor para la trasera. Una vez determinados los parámetros de diseño preliminar, se procedió a la selección y adquisición de materiales para la construcción del plano, siendo el material predominante el aluminio, debido a su gran maleabilidad y bajo peso. Con lo anterior se dio inicio al proceso de producción, el cual fue realizado mediante un paso a paso que contemplaba trazos de geometrías sobre los materiales, corte, moldeado y fragmentación, para crear la estructura interna; estos pasos serán explicados en mayor detalle más adelante. Con la estructura interna completada era necesario contemplar parámetros del diseño del sistema que cumpliría las funciones de Anti ice en el banco de simulación. En un comienzo se planteó un sistema con resistencia de calor eléctrica al interior de un tubo de cobre que condujera el calor. Sin embargo, este planteamiento representaba grandes riesgos de generación de cortos circuitos, por lo que fue descartado y sustituido por un sistema que contempla un aislamiento térmico de la resistencia y un generador de flujo continuo. En consecuencia, la mejor opción fue la implementación de componentes para pistolas de calor con variaciones en la interconexión eléctrica, reguladora y de encendido. Posteriormente, para garantizar el propósito general del sistema, se procedió a su ensamble, con el uso de otros dos componentes (difusor y tubería) que direccionaran y transportaran el flujo a lo largo de la zona de prueba. El ensamble se realizó a través de una unión a la viga delantera, por medio de tornillo con cabeza universal, garantizando un soporte estable. Después de tener listo el sistema y sus interconexiones, tanto eléctricas como físicas, se procedió al cierre de la estructura mediante la instalación de piel, la cual debió ser colocada en secciones, ya que las mismas características del ala crackeada y flechamiento positivo no permitían el uso de una sola sección. Esta piel fue perforada en su parte media con el fin de permitir conexiones eléctricas desde el interior del sistema hacia afuera, y también la adaptación de soportes que permitieran el ensamble con los demás componentes del plano. Con el componente principal ya terminado y ensamblado al soporte, era necesario simular condiciones de baja temperatura y humedad, por lo que se determinó la

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necesidad de contar con un procedimiento externo que permitiera un descenso de la temperatura y la inclusión de humedad dentro del sistema, con el fin de crear las condiciones de congelamiento sobre el borde de ataque del plano. Se plantearon distintas maneras de obtener los resultados esperados, incluido el uso de una unidad compresora. Sin embargo, después de múltiples investigaciones se evidenció que el resultado dependía de la incorporación de componentes adicionales a la unidad compresora, para su funcionamiento. Con los dos componentes centrales del banco terminados, se realizó el ensamble y se efectuaron las pruebas que determinaron el uso del banco.

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4. DESARROLLO INGENIERIL 4.1 ANÁLISIS PRELIMINAR DIMENSIONAL. Con el fin de determinar la geometría y tipo de plano requerido para el desarrollo de este proyecto fue fundamental conocer los aspectos propios del plano real de una aeronave comercial y sus características más relevantes. Para determinar y conocer los parámetros de geometría aerodinámica del plano real se tuvo en cuenta, como punto de partida, el ATA 57 del AMM (Aircraft Maintenance Manual) de la compañía Airbus, en su modelo 320. Esto permitió definir y determinar los aspectos fundamentales para iniciar el proyecto. Con el fin de determinar un diseño que fuera lo más parecido al real, era indispensable conocer, además de la geometría aerodinámica de dicho plano, los componentes del esqueleto o estructura interna y cuerpo principal de éste, con el fin de reproducir su geometría, por lo que se dividió el estudio del plano en dos componentes fundamentales, según se indica a continuación y de conformidad con la siguiente figura:

• Costillas (Ribs) • Vigas (Front Spar, Rear Spar)

Figura 7. Wing-Component location.

Fuente: Airbus A320 Aircraft Maintenance Manual AMM; Reference: AMM AES, 57-00-00 Page 3 Nov 01/02.

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De conformidad con lo anterior:

• El plano de la aeronave conserva una geometría de ala con flechamiento positivo.

• El plano se compone en su estructura interna de dos vigas principales (Front

spar y Rear spar) y 27 costillas (Ribs); estos componentes son los que determinan el esqueleto principal del plano real.

• El plano cuenta con una división de tres secciones entre vigas que son

Leading edge, Wing box y Trailing edge.

• El plano cuenta con cambios de sección para permitir el flechamiento al interior del mismo, variando la posición de las costillas con respecto a la posición de la viga.

• El plano cuenta con diferencias en el tamaño en la cuerda de cada una de

las costillas (Taper)

• El sistema Anti ice suministra presión neumática a los slats 3, 4 y 5 del plano, a través de una tubería (Ver Figura 5).

Al efectuar el análisis preliminar, se presentaron dificultades para conocer los parámetros de diseño, debido a la falta de información a la que el fabricante permite el acceso, respecto de aspectos puntales (como el tipo de perfil utilizado por la compañía en el proceso de fabricación de la aeronave), ya que éstos son considerados información clasificada, por ser utilizada para el trazo de sus perfiles. Por lo anterior fue necesario determinar características similares y asumir valores porcentuales, con el fin de reproducir un tipo de perfil similar (ver Tabla 2). Teniendo en cuenta lo anteriormente mencionado, se determinó que el perfil aerodinámico a ser empleado en el proceso de diseño y fabricación del plano debía estar determinado por tipos de perfil común, por lo que se seleccionó el perfil 4418.

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Tabla 2. NACA 4418.

Fuente: Theory of Wing Section Page 412. Ira H. Abbot. Teniendo en cuenta la geometría del perfil 4418, se determinó que es uno de fácil construcción y manejo para el proceso de producción que se explicará más adelante. Adicionalmente, se contemplaron las posibilidades de simulación para el desarrollo del sistema, teniendo en cuenta que éste se compone de una válvula por plano, con la función principal de suministrar el flujo neumático demandado por el mismo (Ver Figura 8).

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Figura 8. Wing ice System Components.

Fuente: Airbus A320 Aircraft Maintenance Manual AMM; Reference: AMM AES, 30-00-00 Page 4 Nov 01/02.

Como resultaba de vital importancia determinar las dimensiones del plano, se procedió a analizar cada una de las estaciones suministradas por el fabricante, en función de determinar las distancias entre una y otra. Con posterioridad a este análisis, se realizó el estudio de los aspectos correspondientes a las vigas principales, dentro de los que se resaltan las que se indican e ilustran a continuación (Ver Figura 9):

• Diseño de la Front spar sin cambios de sección.

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• Cambio de sección para la Rear Spar en las estaciones 3758, 4067 y 4862, y la costilla 9.

Figura 9. Wing ribs & Spars.

Fuente: Airbus A320 Aircraft Maintenance Manual AMM; Reference: AMM AES, 57-00-00 Page 2 Nov 01/02. Una vez establecido lo anterior, se definieron los parámetros para el dimensionamiento y diseño del banco de simulación, en los cuales se contemplaron los aspectos anteriormente mencionados, con miras a la estructuración general del mismo. Cabe resaltar que la función principal del banco en mención es simular un sistema Anti Ice, el cual previene la formación de hielo sobre las superficies de la aeronave que están en riesgo o son vulnerables a los cambios climáticos, y no simular sistemas de deshielo. 4.2 DIMENSIONAMIENTO Y DISEÑO DE LA ESTRUCTURA PRINCIPAL DEL BANCO DE SIMULACIÓN.

El plano de la aeronave para el banco de simulación consta de 13 Costillas o Ribs, denominadas: R1, R3, R5, R7, R9, R11, R14, R17, R19, R22, R24, R26 y R27 las cuales representan la escala exacta de 1:7 para las costillas con la misma

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denominación incorporadas en el plano real de la aeronave, teniendo un tamaño descendente de mayor a menor, partiendo de la costilla R1 y finalizando en la costilla R27 (Ver Figura 10). Figura 10. Ribs Designation.

Se establecieron tres (3) secciones para cada una de las costillas, denominadas Borde de ataque, Wing box y Borde de fuga (Ver Figura 11).

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Figura 11. Secciones de Costillas.

Las dos vigas principales, denominadas Front Spar y Rear Spar fueron igualmente incorporadas (Ver Figura 12). Figura 12. Front Spar & Rear Spar.

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Adicionalmente, se contempló un cambio de sección para la Rear Spar entre las costillas R7, R9 y R11 (Ver Figura 13).

Figura 13. Cambios de Sección en la Estructura Interna.

Teniendo las anteriores medidas, se procedió a realizar el trazo de cada uno de los perfiles aerodinámicos o costillas, determinando su cuerda por regla de tres, con el apoyo del software “Excel” y con respecto a las distancias de referencia encontradas en el AMM (Aircraft Maintenance Manual), en sus planos del ATA 57. Los perfiles fueron hallados con las tablas características de NACA, para perfiles aerodinámicos, en las que se tuvieron en cuenta las cuerdas obtenidas para cada costilla, según el estudio realizado en el dimensionamiento preliminar. Las cuerdas fueron multiplicadas por los porcentajes indicados en la tabla NACA correspondiente al perfil 4418 (ver Tabla 2). El resultado de la anterior operación arrojó los valores para la gráfica que determinó la geometría del perfil en sus dos secciones, superior e inferior, teniendo en cuenta que tal y como se indicó anteriormente, las costillas en el plano del banco de simulación fueron numeradas,

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creando puntos de referencia para asimilarlo al plano real, ajustado a escala. Estas operaciones y resultados se observan en las siguientes tablas y figuras: Rib 1. Tabla 3. Relación Porcentaje-Cuerda para el Trazo del Rib 1.

% Y Chord % Y Chord %-Y Chord

0,0125 86,71 0,0376 86,71 -0,0211 86,71

0,025 86,71 0,05 86,71 -0,0299 86,71

0,05 86,71 0,0675 86,71 -0,0406 86,71

0,075 86,71 0,0806 86,71 -0,0467 86,71

0,1 86,71 0,0911 86,71 -0,0506 86,71

0,15 86,71 0,1066 86,71 -0,0549 86,71

0,2 86,71 0,1172 86,71 -0,0556 86,71

0,25 86,71 0,124 86,71 -0,0549 86,71

0,3 86,71 0,1276 86,71 -0,0526 86,71

0,4 86,71 0,127 86,71 -0,047 86,71

0,5 86,71 0,1185 86,71 -0,0402 86,71

0,6 86,71 0,1044 86,71 -0,0324 86,71

0,7 86,71 0,0855 86,71 -0,0245 86,71

0,8 86,71 0,0622 86,71 -0,0167 86,71

0,9 86,71 0,0346 86,71 -0,0093 86,71

0,95 86,71 0,0189 86,71 -0,0055 86,71

1 86,71 0,0019 86,71 -0,0019 86,71

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El producto de la multiplicación de los porcentajes y cuerdas arriba relacionadas, arrojó los siguientes resultados para el Rib 1 (ver Tabla 4):

Tabla 4. Datos Finales Relación Porcentaje-Cuerda para el Trazo del Rib 1.

Upper Surface Lower Surface

X y x y

0 0 0 0

1,083875 3,260296 1,083875 -1,829581

2,16775 4,3355 2,16775 -2,592629

4,3355 5,852925 4,3355 -3,520426

6,50325 6,988826 6,50325 -4,049357

8,671 7,899281 8,671 -4,387526

13,0065 9,243286 13,0065 -4,760379

17,342 10,162412 17,342 -4,821076

21,6775 10,75204 21,6775 -4,760379

26,013 11,064196 26,013 -4,560946

34,684 11,01217 34,684 -4,07537

43,355 10,275135 43,355 -3,485742

52,026 9,052524 52,026 -2,809404

60,697 7,413705 60,697 -2,124395

69,368 5,393362 69,368 -1,448057

78,039 3,000166 78,039 -0,806403

82,3745 1,638819 82,3745 -0,476905

86,71 0,164749 86,71 -0,164749

44

La graficación de los cálculos correspondientes a la anterior tabla permitió determinar la geometría del perfil para el Rib 1, y sus dimensiones, así:

Figura 14. Geometría del perfil para el Rib 1.

45

Rib 3. Tabla 5. Relación Porcentaje-Cuerda para el Trazo del Rib 3.


0,0125 70,23 0,0376 70,23 -0,0211 70,23

0,025 70,23 0,05 70,23 -0,0299 70,23

0,05 70,23 0,0675 70,23 -0,0406 70,23

0,075 70,23 0,0806 70,23 -0,0467 70,23

0,1 70,23 0,0911 70,23 -0,0506 70,23

0,15 70,23 0,1066 70,23 -0,0549 70,23

0,2 70,23 0,1172 70,23 -0,0556 70,23

0,25 70,23 0,124 70,23 -0,0549 70,23

0,3 70,23 0,1276 70,23 -0,0526 70,23

0,4 70,23 0,127 70,23 -0,047 70,23

0,5 70,23 0,1185 70,23 -0,0402 70,23

0,6 70,23 0,1044 70,23 -0,0324 70,23

0,7 70,23 0,0855 70,23 -0,0245 70,23

0,8 70,23 0,0622 70,23 -0,0167 70,23

0,9 70,23 0,0346 70,23 -0,0093 70,23

0,95 70,23 0,0189 70,23 -0,0055 70,23

1 70,23 0,0019 70,23 -0,0019 70,23 El producto de la multiplicación de los porcentajes y cuerdas arriba relacionadas, arrojó los siguientes resultados para el Rib 3 (ver Tabla 6):

46

Tabla 6. Datos finales relación porcentaje-cuerda para el trazo del Rib 3.


X y x Y

0 0 0 0

0,877875 2,640648 0,877875 -1,481853

1,75575 3,5115 1,75575 -2,099877

3,5115 4,740525 3,5115 -2,851338

5,26725 5,660538 5,26725 -3,279741

7,023 6,397953 7,023 -3,553638

10,5345 7,486518 10,5345 -3,855627

14,046 8,230956 14,046 -3,904788

17,5575 8,70852 17,5575 -3,855627

21,069 8,961348 21,069 -3,694098

28,092 8,91921 28,092 -3,30081

35,115 8,322255 35,115 -2,823246

42,138 7,332012 42,138 -2,275452

49,161 6,004665 49,161 -1,720635

56,184 4,368306 56,184 -1,172841

63,207 2,429958 63,207 -0,653139

66,7185 1,327347 66,7185 -0,386265

70,23 0,133437 70,23 -0,133437

47



48

Rib 5.

Tabla 7. Relación Porcentaje-Cuerda para el Trazo del Rib 5.


0,0125 63,21 0,0376 63,21 -0,0211 63,21

0,025 63,21 0,05 63,21 -0,0299 63,21

0,05 63,21 0,0675 63,21 -0,0406 63,21

0,075 63,21 0,0806 63,21 -0,0467 63,21

0,1 63,21 0,0911 63,21 -0,0506 63,21

0,15 63,21 0,1066 63,21 -0,0549 63,21

0,2 63,21 0,1172 63,21 -0,0556 63,21

0,25 63,21 0,124 63,21 -0,0549 63,21

0,3 63,21 0,1276 63,21 -0,0526 63,21

0,4 63,21 0,127 63,21 -0,047 63,21

0,5 63,21 0,1185 63,21 -0,0402 63,21

0,6 63,21 0,1044 63,21 -0,0324 63,21

0,7 63,21 0,0855 63,21 -0,0245 63,21

0,8 63,21 0,0622 63,21 -0,0167 63,21

0,9 63,21 0,0346 63,21 -0,0093 63,21

0,95 63,21 0,0189 63,21 -0,0055 63,21


49



X y x Y

0 0 0 0

0,790125 2,376696 0,790125 -1,333731

1,58025 3,1605 1,58025 -1,889979

3,1605 4,266675 3,1605 -2,566326 4,74075 5,094726 4,74075 -2,951907

6,321 5,758431 6,321 -3,198426

9,4815 6,738186 9,4815 -3,470229

12,642 7,408212 12,642 -3,514476

15,8025 7,83804 15,8025 -3,470229

18,963 8,065596 18,963 -3,324846

25,284 8,02767 25,284 -2,97087

31,605 7,490385 31,605 -2,541042

37,926 6,599124 37,926 -2,048004

44,247 5,404455 44,247 -1,548645

50,568 3,931662 50,568 -1,055607

56,889 2,187066 56,889 -0,587853

60,0495 1,194669 60,0495 -0,347655

63,21 0,120099 63,21 -0,120099

50



51

Rib 7.



0,0125 54,65 0,0376 54,65 -0,0211 54,65

0,025 54,65 0,05 54,65 -0,0299 54,65

0,05 54,65 0,0675 54,65 -0,0406 54,65

0,075 54,65 0,0806 54,65 -0,0467 54,65

0,1 54,65 0,0911 54,65 -0,0506 54,65

0,15 54,65 0,1066 54,65 -0,0549 54,65

0,2 54,65 0,1172 54,65 -0,0556 54,65

0,25 54,65 0,124 54,65 -0,0549 54,65

0,3 54,65 0,1276 54,65 -0,0526 54,65

0,4 54,65 0,127 54,65 -0,047 54,65

0,5 54,65 0,1185 54,65 -0,0402 54,65

0,6 54,65 0,1044 54,65 -0,0324 54,65

0,7 54,65 0,0855 54,65 -0,0245 54,65

0,8 54,65 0,0622 54,65 -0,0167 54,65

0,9 54,65 0,0346 54,65 -0,0093 54,65

0,95 54,65 0,0189 54,65 -0,0055 54,65


52



X y x Y

0 0 0 0

0,683125 2,05484 0,683125 -1,153115

1,36625 2,7325 1,36625 -1,634035

2,7325 3,688875 2,7325 -2,21879

4,09875 4,40479 4,09875 -2,552155

5,465 4,978615 5,465 -2,76529

8,1975 5,82569 8,1975 -3,000285

10,93 6,40498 10,93 -3,03854

13,6625 6,7766 13,6625 -3,000285

16,395 6,97334 16,395 -2,87459

21,86 6,94055 21,86 -2,56855

27,325 6,476025 27,325 -2,19693

32,79 5,70546 32,79 -1,77066

38,255 4,672575 38,255 -1,338925

43,72 3,39923 43,72 -0,912655

49,185 1,89089 49,185 -0,508245

51,9175 1,032885 51,9175 -0,300575

54,65 0,103835 54,65 -0,103835

53



54

Rib 9.

Tabla 11 Relación Porcentaje-Cuerda para el Trazo del Rib 9.


0,0125 47,37 0,0376 47,37 -0,0211 47,37

0,025 47,37 0,05 47,37 -0,0299 47,37

0,05 47,37 0,0675 47,37 -0,0406 47,37

0,075 47,37 0,0806 47,37 -0,0467 47,37

0,1 47,37 0,0911 47,37 -0,0506 47,37

0,15 47,37 0,1066 47,37 -0,0549 47,37

0,2 47,37 0,1172 47,37 -0,0556 47,37

0,25 47,37 0,124 47,37 -0,0549 47,37

0,3 47,37 0,1276 47,37 -0,0526 47,37

0,4 47,37 0,127 47,37 -0,047 47,37

0,5 47,37 0,1185 47,37 -0,0402 47,37

0,6 47,37 0,1044 47,37 -0,0324 47,37

0,7 47,37 0,0855 47,37 -0,0245 47,37

0,8 47,37 0,0622 47,37 -0,0167 47,37

0,9 47,37 0,0346 47,37 -0,0093 47,37

0,95 47,37 0,0189 47,37 -0,0055 47,37


55



X y x Y

0 0 0 0

0,592125 1,781112 0,592125 -0,999507

1,18425 2,3685 1,18425 -1,416363

2,3685 3,197475 2,3685 -1,923222

3,55275 3,818022 3,55275 -2,212179

4,737 4,315407 4,737 -2,396922

7,1055 5,049642 7,1055 -2,600613

9,474 5,551764 9,474 -2,633772

11,8425 5,87388 11,8425 -2,600613

14,211 6,044412 14,211 -2,491662

18,948 6,01599 18,948 -2,22639

23,685 5,613345 23,685 -1,904274

28,422 4,945428 28,422 -1,534788

33,159 4,050135 33,159 -1,160565

37,896 2,946414 37,896 -0,791079

42,633 1,639002 42,633 -0,440541

45,0015 0,895293 45,0015 -0,260535

47,37 0,090003 47,37 -0,090003

56

La graficación de los cálculos correspondientes a la anterior tabla permitió

determinar la geometría del perfil para el Rib 9, y sus dimensiones, así:


57

Rib 11.

Tabla 13. Relación porcentaje-cuerda para el trazo del Rib 11.


0,0125 43,42 0,0376 43,42 -0,0211 43,42

0,025 43,42 0,05 43,42 -0,0299 43,42

0,05 43,42 0,0675 43,42 -0,0406 43,42

0,075 43,42 0,0806 43,42 -0,0467 43,42

0,1 43,42 0,0911 43,42 -0,0506 43,42

0,15 43,42 0,1066 43,42 -0,0549 43,42

0,2 43,42 0,1172 43,42 -0,0556 43,42

0,25 43,42 0,124 43,42 -0,0549 43,42

0,3 43,42 0,1276 43,42 -0,0526 43,42

0,4 43,42 0,127 43,42 -0,047 43,42

0,5 43,42 0,1185 43,42 -0,0402 43,42

0,6 43,42 0,1044 43,42 -0,0324 43,42

0,7 43,42 0,0855 43,42 -0,0245 43,42

0,8 43,42 0,0622 43,42 -0,0167 43,42

0,9 43,42 0,0346 43,42 -0,0093 43,42

0,95 43,42 0,0189 43,42 -0,0055 43,42


58

Tabla 14. Datos finales relación porcentaje-cuerda para el trazo del Rib 11.


x y x y

0 0 0 0

0,54275 1,632592 0,54275 -0,916162

1,0855 2,171 1,0855 -1,298258

2,171 2,93085 2,171 -1,762852

3,2565 3,499652 3,2565 -2,027714

4,342 3,955562 4,342 -2,197052

6,513 4,628572 6,513 -2,383758

8,684 5,088824 8,684 -2,414152

10,855 5,38408 10,855 -2,383758

13,026 5,540392 13,026 -2,283892

17,368 5,51434 17,368 -2,04074

21,71 5,14527 21,71 -1,745484

26,052 4,533048 26,052 -1,406808

30,394 3,71241 30,394 -1,06379

34,736 2,700724 34,736 -0,725114

39,078 1,502332 39,078 -0,403806

41,249 0,820638 41,249 -0,23881

43,42 0,082498 43,42 -0,082498

59

La graficación de los cálculos correspondientes a la anterior tabla permitió determinar la geometría del perfil para el Rib 11, y sus dimensiones, así: Figura 19. Geometría del perfil para el Rib 11.

60

Rib 14.



0,0125 38,44 0,0376 38,44 -0,0211 38,44

0,025 38,44 0,05 38,44 -0,0299 38,44

0,05 38,44 0,0675 38,44 -0,0406 38,44

0,075 38,44 0,0806 38,44 -0,0467 38,44

0,1 38,44 0,0911 38,44 -0,0506 38,44

0,15 38,44 0,1066 38,44 -0,0549 38,44

0,2 38,44 0,1172 38,44 -0,0556 38,44

0,25 38,44 0,124 38,44 -0,0549 38,44

0,3 38,44 0,1276 38,44 -0,0526 38,44

0,4 38,44 0,127 38,44 -0,047 38,44

0,5 38,44 0,1185 38,44 -0,0402 38,44

0,6 38,44 0,1044 38,44 -0,0324 38,44

0,7 38,44 0,0855 38,44 -0,0245 38,44

0,8 38,44 0,0622 38,44 -0,0167 38,44

0,9 38,44 0,0346 38,44 -0,0093 38,44

0,95 38,44 0,0189 38,44 -0,0055 38,44


61


Upper Surface Lower Surface X y x y

0 0 0 00,4805 1,445344 0,4805 -0,811084

0,961 1,922 0,961 -1,149356

1,922 2,5947 1,922 -1,560664

2,883 3,098264 2,883 -1,795148

3,844 3,501884 3,844 -1,945064

5,766 4,097704 5,766 -2,110356

7,688 4,505168 7,688 -2,137264

9,61 4,76656 9,61 -2,110356

11,532 4,904944 11,532 -2,021944

15,376 4,88188 15,376 -1,80668

19,22 4,55514 19,22 -1,545288

23,064 4,013136 23,064 -1,245456

26,908 3,28662 26,908 -0,94178

30,752 2,390968 30,752 -0,641948

34,596 1,330024 34,596 -0,357492

36,518 0,726516 36,518 -0,21142

38,44 0,073036 38,44 -0,073036

62


63

Rib 17.



0,0125 34,48 0,0376 34,48 -0,0211 34,48

0,025 34,48 0,05 34,48 -0,0299 34,48

0,05 34,48 0,0675 34,48 -0,0406 34,48

0,075 34,48 0,0806 34,48 -0,0467 34,48

0,1 34,48 0,0911 34,48 -0,0506 34,48

0,15 34,48 0,1066 34,48 -0,0549 34,48

0,2 34,48 0,1172 34,48 -0,0556 34,48

0,25 34,48 0,124 34,48 -0,0549 34,48

0,3 34,48 0,1276 34,48 -0,0526 34,48

0,4 34,48 0,127 34,48 -0,047 34,48

0,5 34,48 0,1185 34,48 -0,0402 34,48

0,6 34,48 0,1044 34,48 -0,0324 34,48

0,7 34,48 0,0855 34,48 -0,0245 34,48

0,8 34,48 0,0622 34,48 -0,0167 34,48

0,9 34,48 0,0346 34,48 -0,0093 34,48

0,95 34,48 0,0189 34,48 -0,0055 34,48


64

Tabla 18 Datos Finales Relación Porcentaje-Cuerda para el Trazo del Rib 17.


X y x y

0 0 0 00,431 1,296448 0,431 -0,7275280,862 1,724 0,862 -1,0309521,724 2,3274 1,724 -1,399888

2,586 2,779088 2,586 -1,610216

3,448 3,141128 3,448 -1,744688

5,172 3,675568 5,172 -1,892952

6,896 4,041056 6,896 -1,917088

8,62 4,27552 8,62 -1,892952

10,344 4,399648 10,344 -1,813648

13,792 4,37896 13,792 -1,62056

17,24 4,08588 17,24 -1,386096

20,688 3,599712 20,688 -1,117152

24,136 2,94804 24,136 -0,84476

27,584 2,144656 27,584 -0,575816

31,032 1,193008 31,032 -0,320664

32,756 0,651672 32,756 -0,18964

34,48 0,065512 34,48 -0,065512

65


66

Rib 19.



0,0125 31,92 0,0376 31,92 -0,0211 31,92

0,025 31,92 0,05 31,92 -0,0299 31,92

0,05 31,92 0,0675 31,92 -0,0406 31,92

0,075 31,92 0,0806 31,92 -0,0467 31,92

0,1 31,92 0,0911 31,92 -0,0506 31,92

0,15 31,92 0,1066 31,92 -0,0549 31,92

0,2 31,92 0,1172 31,92 -0,0556 31,92

0,25 31,92 0,124 31,92 -0,0549 31,92

0,3 31,92 0,1276 31,92 -0,0526 31,92

0,4 31,92 0,127 31,92 -0,047 31,92

0,5 31,92 0,1185 31,92 -0,0402 31,92

0,6 31,92 0,1044 31,92 -0,0324 31,92

0,7 31,92 0,0855 31,92 -0,0245 31,92

0,8 31,92 0,0622 31,92 -0,0167 31,92

0,9 31,92 0,0346 31,92 -0,0093 31,92

0,95 31,92 0,0189 31,92 -0,0055 31,92


67



X y x y

0 0 0 0

0,399 1,200192 0,399 -0,673512

0,798 1,596 0,798 -0,954408

1,596 2,1546 1,596 -1,295952

2,394 2,572752 2,394 -1,490664

3,192 2,907912 3,192 -1,615152

4,788 3,402672 4,788 -1,752408

6,384 3,741024 6,384 -1,774752

7,98 3,95808 7,98 -1,752408

9,576 4,072992 9,576 -1,678992

12,768 4,05384 12,768 -1,50024

15,96 3,78252 15,96 -1,283184

19,152 3,332448 19,152 -1,034208

22,344 2,72916 22,344 -0,78204

25,536 1,985424 25,536 -0,533064

28,728 1,104432 28,728 -0,296856

30,324 0,603288 30,324 -0,17556

31,92 0,060648 31,92 -0,060648

68


69

Rib 22.



0,0125 28,09 0,0376 28,09 -0,0211 28,09

0,025 28,09 0,05 28,09 -0,0299 28,09

0,05 28,09 0,0675 28,09 -0,0406 28,09

0,075 28,09 0,0806 28,09 -0,0467 28,09

0,1 28,09 0,0911 28,09 -0,0506 28,09

0,15 28,09 0,1066 28,09 -0,0549 28,09

0,2 28,09 0,1172 28,09 -0,0556 28,09

0,25 28,09 0,124 28,09 -0,0549 28,09

0,3 28,09 0,1276 28,09 -0,0526 28,09

0,4 28,09 0,127 28,09 -0,047 28,09

0,5 28,09 0,1185 28,09 -0,0402 28,09

0,6 28,09 0,1044 28,09 -0,0324 28,09

0,7 28,09 0,0855 28,09 -0,0245 28,09

0,8 28,09 0,0622 28,09 -0,0167 28,09

0,9 28,09 0,0346 28,09 -0,0093 28,09

0,95 28,09 0,0189 28,09 -0,0055 28,09


70



X y x y 0 0 0 0

0,351125 1,056184 0,351125 -0,592699 0,70225 1,4045 0,70225 -0,839891

1,4045 1,896075 1,4045 -1,140454

2,10675 2,264054 2,10675 -1,311803

2,809 2,558999 2,809 -1,421354

4,2135 2,994394 4,2135 -1,542141

5,618 3,292148 5,618 -1,561804

7,0225 3,48316 7,0225 -1,542141

8,427 3,584284 8,427 -1,477534

11,236 3,56743 11,236 -1,32023

14,045 3,328665 14,045 -1,129218

16,854 2,932596 16,854 -0,910116

19,663 2,401695 19,663 -0,688205

22,472 1,747198 22,472 -0,469103

25,281 0,971914 25,281 -0,261237

26,6855 0,530901 26,6855 -0,154495

28,09 0,053371 28,09 -0,053371

71


72

Rib 24.



0,0125 25,03 0,0376 25,03 -0,0211 25,03

0,025 25,03 0,05 25,03 -0,0299 25,03

0,05 25,03 0,0675 25,03 -0,0406 25,03

0,075 25,03 0,0806 25,03 -0,0467 25,03

0,1 25,03 0,0911 25,03 -0,0506 25,03

0,15 25,03 0,1066 25,03 -0,0549 25,03

0,2 25,03 0,1172 25,03 -0,0556 25,03

0,25 25,03 0,124 25,03 -0,0549 25,03

0,3 25,03 0,1276 25,03 -0,0526 25,03

0,4 25,03 0,127 25,03 -0,047 25,03

0,5 25,03 0,1185 25,03 -0,0402 25,03

0,6 25,03 0,1044 25,03 -0,0324 25,03

0,7 25,03 0,0855 25,03 -0,0245 25,03

0,8 25,03 0,0622 25,03 -0,0167 25,03

0,9 25,03 0,0346 25,03 -0,0093 25,03

0,95 25,03 0,0189 25,03 -0,0055 25,03


73



X y x y 0 0 0 0

0,312875 0,941128 0,312875 -0,528133 0,62575 1,2515 0,62575 -0,748397

1,2515 1,689525 1,2515 -1,016218

1,87725 2,017418 1,87725 -1,168901

2,503 2,280233 2,503 -1,266518

3,7545 2,668198 3,7545 -1,374147

5,006 2,933516 5,006 -1,391668

6,2575 3,10372 6,2575 -1,374147

7,509 3,193828 7,509 -1,316578

10,012 3,17881 10,012 -1,17641

12,515 2,966055 12,515 -1,006206

15,018 2,613132 15,018 -0,810972

17,521 2,140065 17,521 -0,613235

20,024 1,556866 20,024 -0,418001

22,527 0,866038 22,527 -0,232779

23,7785 0,473067 23,7785 -0,137665

25,03 0,047557 25,03 -0,047557

74


75

Rib 26.



0,0125 21,71 0,0376 21,71 -0,0211 21,71

0,025 21,71 0,05 21,71 -0,0299 21,71

0,05 21,71 0,0675 21,71 -0,0406 21,71

0,075 21,71 0,0806 21,71 -0,0467 21,71

0,1 21,71 0,0911 21,71 -0,0506 21,71

0,15 21,71 0,1066 21,71 -0,0549 21,71

0,2 21,71 0,1172 21,71 -0,0556 21,71

0,25 21,71 0,124 21,71 -0,0549 21,71

0,3 21,71 0,1276 21,71 -0,0526 21,71

0,4 21,71 0,127 21,71 -0,047 21,71

0,5 21,71 0,1185 21,71 -0,0402 21,71

0,6 21,71 0,1044 21,71 -0,0324 21,71

0,7 21,71 0,0855 21,71 -0,0245 21,71

0,8 21,71 0,0622 21,71 -0,0167 21,71

0,9 21,71 0,0346 21,71 -0,0093 21,71

0,95 21,71 0,0189 21,71 -0,0055 21,71


76



X y x y

0 0 0 0

0,271375 0,816296 0,271375 -0,458081

0,54275 1,0855 0,54275 -0,649129

1,0855 1,465425 1,0855 -0,881426

1,62825 1,749826 1,62825 -1,013857

2,171 1,977781 2,171 -1,098526

3,2565 2,314286 3,2565 -1,191879

4,342 2,544412 4,342 -1,207076

5,4275 2,69204 5,4275 -1,191879

6,513 2,770196 6,513 -1,141946

8,684 2,75717 8,684 -1,02037

10,855 2,572635 10,855 -0,872742

13,026 2,266524 13,026 -0,703404

15,197 1,856205 15,197 -0,531895

17,368 1,350362 17,368 -0,362557

19,539 0,751166 19,539 -0,201903

20,6245 0,410319 20,6245 -0,119405

21,71 0,041249 21,71 -0,041249

77


78

Rib 27.



0,0125 22,34 0,0376 22,34 -0,0211 22,34

0,025 22,34 0,05 22,34 -0,0299 22,34

0,05 22,34 0,0675 22,34 -0,0406 22,34

0,075 22,34 0,0806 22,34 -0,0467 22,34

0,1 22,34 0,0911 22,34 -0,0506 22,34

0,15 22,34 0,1066 22,34 -0,0549 22,34

0,2 22,34 0,1172 22,34 -0,0556 22,34

0,25 22,34 0,124 22,34 -0,0549 22,34

0,3 22,34 0,1276 22,34 -0,0526 22,34

0,4 22,34 0,127 22,34 -0,047 22,34

0,5 22,34 0,1185 22,34 -0,0402 22,34

0,6 22,34 0,1044 22,34 -0,0324 22,34

0,7 22,34 0,0855 22,34 -0,0245 22,34

0,8 22,34 0,0622 22,34 -0,0167 22,34

0,9 22,34 0,0346 22,34 -0,0093 22,34

0,95 22,34 0,0189 22,34 -0,0055 22,34


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Upper Surface Lower Surface X y x y 0 0 0 0

0,27925 0,839984 0,27925 -0,471374 0,5585 1,117 0,5585 -0,667966

1,117 1,50795 1,117 -0,907004

1,6755 1,800604 1,6755 -1,043278

2,234 2,035174 2,234 -1,130404

3,351 2,381444 3,351 -1,226466

4,468 2,618248 4,468 -1,242104

5,585 2,77016 5,585 -1,226466

6,702 2,850584 6,702 -1,175084

8,936 2,83718 8,936 -1,04998

11,17 2,64729 11,17 -0,898068

13,404 2,332296 13,404 -0,723816

15,638 1,91007 15,638 -0,54733

17,872 1,389548 17,872 -0,373078

20,106 0,772964 20,106 -0,207762

21,223 0,422226 21,223 -0,12287

22,34 0,042446 22,34 -0,042446

80


81

Una vez obtenidas las cuerdas respectivas para cada uno de los perfiles se precedió a la simulación computarizada de las piezas, a través de los programas SOLID EDGE ST y PROFILI, los cuales funcionan como el más conocido CAD. Para el desarrollo de las vigas principales del plano de simulación, se tomaron como referencia los ensambles de diseño configurados a través de los programas anteriormente mencionados, los cuales permitieron determinar la geometría, tamaño y posicionamiento de cada una de las vigas, tal y como se muestra en la Figura 27. Una vez estructurado y ensamblado todo lo anterior, en forma computarizada, se evidenció que correspondía a la geometría característica de las aeronaves comerciales, con geometría de ala crackeada y flechamiento positivo, resultando en el diseño a escala. En consecuencia, el banco de simulación vincula todas las partes y aspectos del esqueleto principal de la estructura interna, así como las medidas respectivas del mismo y las medidas internas para la distribución de costillas. Figura 27. Ensamble asistido por computador de la estructura interna del banco de simulación.

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Así mismo, fue necesario considerar la piel que llevaría el plano sobre sus superficies inferior y superior, por lo que se planteó el acople de piel al banco mediante un diseño virtual, en el que las medidas estuvieron determinadas por el ensamble final del esqueleto (Ver Figura 28). Figura 28. Ensamble final computarizado del plano.

4.3 SISTEMA ANTI ICE PARA EL BANCO DE SIMULACIÓN. Teniendo en cuenta el diseño del plano para el banco de simulación, se planteó un enfoque en el que se desarrollara un sistema óptimo que cumpliera con el objetivo principal de este proyecto. Por tal motivo fue necesario establecer los parámetros determinantes del sistema, teniendo en cuenta los valores de temperatura necesarios para un funcionamiento óptimo del banco de simulación. De igual manera, se contempló la estructura a través de la cual el sistema Anti ice iba a ser ensamblado, de conformidad con la geometría del borde de ataque del plano. De conformidad con lo anterior, la estructura para el sistema de calefacción que cumple las funciones de sistema Anti ice se definió con geometría de tipo circular, dado que la geometría que rige el borde de ataque es de tipo elipse, respetando

83

así el camber propio de cada una de las costillas de la estructura interna sobre las cuales el sistema tendría incidencia. Debido a esto, se previó un sistema que ocupara un volumen que se acoplara perfecto a la estructura interna, por lo que no era posible contemplar elementos como válvulas o sensores, ya que su tamaño está relacionado con el costo del mismo, resultando así en una relación negativa tamaño-precio para efectos presupuestales del proyecto. Al no tener un sistema de sangrado de aire caliente en el banco de simulación resultaba irrelevante el uso de válvulas, ya que éstas, en el Anti ice del avión, sirven de barrera para el paso de aire sangrado de la etapa 8 del motor, cuando el sistema no está activado. Por tal motivo, al no contemplar este tipo de componentes, el sistema para el banco se simulación se reduce a tres componentes básicos para el funcionamiento: 4.3.1 Generador de Calor por Medio de Resistencia Eléctrica con Flujo de Aire Continúo. Para determinar la fuente de generación de calor para el sistema, se contempló la búsqueda de un componente que supliera las necesidades de temperatura y aislamiento de la parte crítica de funcionamiento del mismo, así como el suministro constante de aire caliente a través del sistema. Una vez determinados estos parámetros, se estudiaron las alternativas disponibles en el mercado local para la generación de calor, quedando claro que la mejor forma de suplir las necesidades del sistema estaban relacionadas con corriente eléctrica. Se contempló la idea de utilizar resistencias eléctricas para generar temperatura, a través de la introducción una resistencia en un tubo de cobre, con el fin de calentar la tubería. Sin embargo, esta hipótesis fue descartada debido al riesgo que representaba un corto circuito al interior del plano, puesto que el aislamiento eléctrico para este tipo de resistencias es muy complejo debido a la conductividad del tubo de cobre y las limitaciones de espacio en el borde de ataque. Ante esta situación, se buscó una solución más viable y práctica para el generador de calor, llegándose a la conclusión de que este sistema debía estar en capacidad de reunir las características de seguridad operacional requeridas para el plano, como lo son: aislamiento cerámico de la parte interna del generador de calor, resistencia eléctrica de tipo espiral e impulso del aire caliente generado. Por tal motivo la opción más segura resultó ser el mecanismo de funcionamiento de una pistola de calor, lo que derivó en la realización de pruebas a fin de determinar las características de funcionamiento y sus capacidades de operación.

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Las pruebas fueron realizadas con una pistola de calor de uso convencional Zhongdi, referencia: ZD-518. Estas pruebas determinaron que la pistola de calor no alcanzaba los parámetros de temperatura requeridos para el objetivo del sistema, aún cuando representaba la opción del mecanismo correcto para el mismo. Por tal motivo fue necesario buscar una alternativa dentro de la gama de pistolas de calor, que tuviera un rango óptimo de trabajo mayor al de la pistola de calor con la que se realizaron las primeras pruebas, por lo que se requirió una pistola de calor más eficiente para trabajo pesado. Ante esta circunstancia se procedió a la selección de un nuevo equipo que reuniera las características de funcionamiento anteriormente mencionadas. Dentro de esa selección se estableció que la mejor opción era una pistola de calor Black & Decker, referencia: HG2000-B3 de 2000 Watts, con ajuste de calor variable, rangos de temperatura entre 50-450°C / 90°-600°C y un flujo en el suministro de aire de 300/500/L/min. Una vez adquirida la pistola de calor se procedió a su modificación para el ensamble con la estructura interna del plano, se despreció la carcasa de la pistola y se realizo el desmonte de sus componentes, dejando expuesto el sistema base compuesto por un ventilador, resistencias y un escape. Posteriormente, se procedió a la extensión del cableado, con el fin de acoplar el sistema a los requerimientos de encendido y apagado por fuera del plano, con enclavamiento, así como también a la extensión del circuito base, por medio de conectores que permitieran una fácil interconexión entre el soporte y el plano, lo que a su vez permite un fácil desmonte de los componentes del mismo en caso de ser requerido un proceso de reparación o mantenimiento (Ver Figura 29).

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Figura 29. Sistema Base Pistola de Calor con Cableado Extendido.

4.3.2 Difusor. Con el fin de realizar una interconexión entre el sistema base y la tubería que recorre la zona de slats del plano del banco de simulación, fue necesario un componente que direccionará el flujo de aire emanado por la pistola a la tubería de 3/8 de pulgada, y que resistiera la temperatura generada por la pistola. Por tal motivo, se optó por el uso de un acople para pistola de calor en forma de boquilla convexa, que permitió la transición entre diámetros e interconexión del sistema. La unión entre el sistema base y el difusor fue realizada por medio de una abrazadera de tipo correa que garantiza que los componentes se mantendrán en su lugar. El acople entre la boquilla y la tubería fue realizado por medio de ajuste forzado, como se puede apreciar en la Figura 30.

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4.3.3 Tubería de Cobre. Con el fin de obtener la distribución del flujo de aire caliente a través de la estructura interna, para poder suministrar calor a las zonas criticas de formación de hielo en el plano, se optó por el uso de tubería de cobre con diámetro de 3/8 de pulgada, con perforaciones de diámetro de 1/16 de pulgada, para así garantizar la distribución del flujo de calor a lo largo de la zona sometida a fenómenos térmicos (Ver Figura 30).

Figura 30. Componentes y Ensamble del Sistema Anti ice para el Banco de Simulación

4.4 SISTEMA EXTERNO GENERADOR DE FRÍO. Una vez establecidos los parámetros para el sistema Anti ice del banco de simulación fue necesaria la implementación de sistemas externos e independientes al banco, que simularan condiciones de frío sobre el plano, con el fin de determinar la efectividad del sistema sobre la sección del borde de ataque. Este sistema externo y ajeno a la estructura del plano, debe estar en capacidad de generar temperaturas menores a 4°C bajo cero sobre la lámina que compone la piel del plano, con el fin de obtener condiciones de formación de hielo sobre la superficie. El objeto de la unidad de frío contempla una entrada por una de las caras laterales de la estructura del sistema para el plano, en forma de perfil aerodinámico, con la cuerda y camber propio de la costilla 14, que minimiza la perdida de frio en el sistema al convertirse el plano en sellante sobre la pared de la estructura. Igualmente, contempla la visibilidad del plano al interior de la estructura, a través

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de una puerta de vidrio. Por lo tanto, el diseño desarrollado para el sistema externo generador de frio, incluye una estructura con geometría rectangular, una cara frontal de vidrio con bisagras, que crea una puerta, que permite acceder a la cámara interna para generar las condiciones de formación de hielo sobre el borde de ataque, con iluminación (Ver Figura 31). Figura 31. Diseño para el Sistema Exterior de Frío.

Una vez definida la estructura del sistema generador de frío fue necesario determinar la forma de integrar el sistema generador de frío, con el fin de que en la cámara interior de la estructura se generara una temperatura inferior a los 4°C bajo cero. Para tal fin se implemento un sistema de congelamiento de tipo no-frost el cual permite el descenso de la temperatura en la cámara interior, logrando así la realización del sistema refrigerante (Ver Figura 32).

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Figura 32. Sistema Generador de Frío.

Los componentes del sistema de frío son:

• Estructura en lámina galvanizada. • Unidad moto-compresora.

• Tubería de cobre.

• Evaporador de aluminio.

• Motor para ventilador con capacidad de 10 W y aspa de 8 pulgadas.

• Aislamiento térmico (Termolon).

• Filtro para humedad.

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• Pintura electroestática. El sistema fue alimentado por corriente eléctrica de 110V, con rangos de presiones bajas de 8 psi a 10 psi en el evaporador, y una presión alta de 150 psi para el condensador. Una vez establecidas las capacidades del sistema, se procedió al acople con la parte del plano que sería analizada, la cual comprende la distancia entre las costillas 19 a la 27 y a efectuar las pruebas del mismo. Estas pruebas arrojaron datos satisfactorios, pues se alcanzó una máxima de -7°C que demostró ampliamente las capacidades del sistema (Ver Figura 33). Con el fin de observar la generación de condiciones de congelamiento es necesaria la introducción de humedad al sistema, por lo que ésta se añade a través de un atomizador de uso convencional antes de dar inicio al funcionamiento de la unidad. Cabe resaltar que la humedad debe ser visible en forma de gotas de agua sobre la piel del plano para demostrar la formación de hielo.

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Figura 33. Indicación de Temperatura.

4.5 ESTUDIO TERMODINÁMICO. Con el fin de determinar las propiedades térmicas del banco de simulación, se contemplaron las distintas variables que determinan el funcionamiento del mismo. Dentro de los fenómenos térmicos que se presentan al interior del banco de simulación se encuentran fenómenos de conducción y convección, los cuales conforman y determinan el comportamiento del sistema en el medio en el cual se opera. Una vez determinados los fenómenos que se presentan, se procedió al estudio de los fenómenos térmicos durante el funcionamiento de los mismos, basándose en las propiedades térmicas de los materiales que fueron usados en el banco de simulación. Para el estudio de los fenómenos térmicos resultó fundamental asumir una geometría característica que asemejara la forma aerodinámica del plano del banco de simulación, más específicamente la piel del borde de ataque que es la zona de estudio para la efectividad del sistema. Cabe resaltar que este estudio es de tipo

91

teórico con el fin de determinar una aproximación a las condiciones térmicas en el sistema del banco de simulación. Al determinar la zona de estudio fue necesario establecer las propiedades de la misma, considerando las unidades del sistema internacional. Según lo anterior, la piel del sistema está conformada por lamina de aluminio 1100 de 0.0005 metros de espesor, conductividad térmica de 209,3 W/(m·°C) y un área de 0.21465 La zona de estudio anteriormente mencionada se somete a dos temperaturas, una interna promedio de 215°C y otra externa de -6.0°C. Al tener temperaturas superficiales específicas es posible determinar variaciones de temperatura y velocidad de transferencia de calor para el sistema, en las que se toma un eje de referencia en el que se aprecia un flujo frío perpendicular a la cuerda del plano, resultando en una ecuación diferencial ordinaria de segundo orden, lineal homogénea, a saber:

(1-1)

Según la anterior ecuación deben ser planteadas las temperaturas internas y externas del sistema en función de condiciones en la frontera (Ver Figura 34), así:

T(0) = T1= 215°C T(L) = T2= -6°C Figura 34. Esquema Borde de Ataque, Temperatura Interna y Externa para Condiciones de Frontera.

Según integración directa la ecuación resulta en:

1 (1-2)

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En segunda integración se obtiene:

T(x) = C1 X + C2 (1-3)

Sustituyendo a T(x) por T1 y X por 0, según la primera condición de frontera, se obtiene:

T(0) = C1 X.0 + C2 C2 = T1

Y remplazando las X por L y las T(x) por T2, según la segunda condición de frontera, se obtiene:

Remplazando las constantes C1 y C2 se obtiene la solución general para la variación de temperatura, que es igual a:

(1-4)

Remplazar los valores planteados por el banco de simulación para el sistema de Anti ice y su sistema de enfriamiento resulta en:

Los anteriores cálculos demuestran que para un punto intermedio en el espesor de la lámina se presenta un decremento de la temperatura, al momento de poner en funcionamiento el sistema, por lo que luego es posible aplicar la ley de Fourier con el fin de determinar la velocidad de conducción de calor a través del borde de ataque, así:

93

(1-5)

Una vez establecida la ecuación se procede al remplazo de los valores, lo que

lleva a determinar el valor numérico de la velocidad de conducción para el borde de ataque de la transición de la temperatura en la piel del banco de simulación:

(1-6)

Al ser establecida la velocidad de conducción y la temperatura al interior de la piel, se procedió al estudio de la convección para el sistema, resultando en el planteamiento de un análisis entre el ducto de cobre y el borde de ataque. Según lo anterior se asumió que el sistema tiene en su interior un gas ideal, aire, no se consideró la transferencia de calor por radiación, y se determinó una temperatura promedio de:

(1-7)

Para definir los fenómenos por convección se tuvo en cuenta el diámetro del tubo de cobre con respecto al diámetro del borde ataque, de tal manera que se procedió a definir la convección mediante la distancia que existe entre estos diámetros, teniendo en cuenta que por esta sección pasa un flujo de aire caliente. Se determinó la longitud característica entre los dos diámetros y el número de Rayleigh, resultando en: Longitud característica:

94

(2-1)

Numero de Rayleigh:

(2-2) Una vez establecidos estos valores fue posible determinar el factor geométrico para el sistema y la conductividad térmica efectiva, determinada por la teoría para esferas concéntricas, resultando en: Factor geométrico:

(2-3)

Conductividad térmica efectiva:

(2-4)

95

Lo que por ultimo determinó la velocidad de la transferencia de calor entre los dos elementos mencionados anteriormente, así:

4.6 PROCESO DE PRODUCCIÓN.

4.6.1 Costillas. El proceso de producción fue llevado a cabo una vez establecidos los parámetros dimensionales del banco de simulación, así como los materiales que serian empleados en el mismo. Con base en los trazos y planos realizados se procedió a la generación de moldes en madera triplex de 18 mm, para cada uno de los perfiles aerodinámicos que comprenderían la estructura interna del plano a ser desarrollado. Teniendo en cuenta la viabilidad de generar la pieza completa sin seccionarla, en un principio, en sus 3 componentes (Borde de ataque, Wing box y Borde de fuga) se procedió a realizar cortes sin seccionamiento de ninguno de los perfiles, para luego ser pulidos y perfeccionados. Se resalta que mediante el uso de la técnica de sándwich, la cual consta de tres partes: 1) Molde; 2) Lámina y 3) Contra molde, fue fundamental el desarrollo de dos piezas (Molde y Contra molde) para mantener una geometría perfecta entre ellas, apoyándose entre sí por medio de tornillos de 5/16 de pulgada, los cuales las mantendrían a un mismo nivel en el proceso de pulido (Ver Figuras 35 a 37).

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Figura 35. Molde y Contra Molde de Costillas.

Después de la verificación del proceso de pulido, se procedió al corte de las costillas, según los planos, con el fin de determinar las tres secciones que conformarían el plano, según se indica en la siguiente Figura: Figura 36.Secciones de Costilla (borde de ataque).

Una vez terminado el pulido de las costillas se hicieron muescas sobre los moldes, para el manejo del material sobrante en el doblado de la lámina en del molde. De la misma manera, se realizó el empalme para las vigas principales en cada una de

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las costillas para el borde de ataque y el wing box, al contar éstas con una geometría curva en sus partes superior e inferior. Para el borde de ataque no se consideró necesario realizar este tipo de muescas, ya que esta sección de la costilla no presenta curvatura pronunciada que ponga en riesgo la integridad del material al momento de doblarlo. 4.6.2 Lámina. Una vez terminadas las costillas, se procedió al trazo sobre lámina de aluminio 1100, para cada una de las secciones de las costillas, dejando un margen externo de 2 cm sobre el trazo con el fin de efectuar el doblado sobre el molde. A continuación, la lámina fue cortada y pulida con el fin de evitar puntas que generaran concentración de esfuerzos al momento de ensamblar el plano para el banco de simulación, y se procedió al corte rectangular, a 90°, de cada una de las esquinas de la lámina ya cortada y pulida, con el fin de que ésta pudiera ser doblada en dos, tres o cuatro secciones, para cada una de las secciones del borde de fuga (2), wing box (4) y borde de ataque (3). Los dobleces de cada una de estas piezas de lámina fueron realizados de forma manual, para luego elaborar los sándwich, tal y como se puede apreciar en la siguiente Figura: Figura 37. Sándwich de Lámina para Doblado.

Con la ayuda de bloques de madera y martillos de no retorno se procedió a realizar el dobles de la lámina de aluminio para la estructura interna, por medio de

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golpes secos y fuertes que no generaron maltrato que condujera a una posterior fatiga del material. Una vez doblada la lámina, ésta fue desmoldada, resultando en 39 piezas independientes de aluminio 1100, las cuales fueron sometidas a un proceso de pulido encaminado a deshacer puntas agudas que causaran esfuerzos, de conformidad con lo mencionado anteriormente. 4.6.3 Vigas. La producción de las dos vigas principales con las que cuenta el banco de simulación no podía ser llevada a cabo de forma manual, debido a los ángulos de dobles que éstas presentan en su geometría. Sin embargo, los cortes de material y trazo sobre el mismo si se realizaron de forma manual, manteniendo el margen exterior de 2 cm sobre el trazo de la geometría básica, con el fin de realizar la segunda parte del empalme entre las costillas y las vigas. Posteriormente, el material fue transportado a una dobladora industrial en la que se realizaron los dobleces según los parámetros de diseño, resultando así en el terminado de las dos vigas principales (Ver Figura 38). Figura 38. Vigas principales.

4.6.4 Aplicación de Anti Corrosivo (wash primer). Con el fin de evitar corrosión al interior del plano, y una vez ensamblada la estructura interna o esqueleto, fue aplicada una capa de anti corrosivo compuesto por dos agentes certificados para

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aviación (base y activador). La base aplicada en la mezcla de preparación para el anti corrosivo fue: DESOTO, FLUID RESISTANT EPOXY PRIMER 515K011; BAC 452 GREEN; BATCH NO. 483929; y MFD 05/09. El agente activador utilizado fue: DESOTO, FLUID RESISTANT EPOXY PRIMER 910-012; BATCH NO. 483929; y MFD 05/09. La preparación de la mezcla entre la base y el agente activador fue realizada en partes iguales, para luego ser aplicada por medio de compresor con el fin de garantizar un perfecto recubrimiento de la superficie (Ver Figura 39). Figura 39. Aplicación de anticorrosivo.

Una vez aplicadas las capas de anti corrosivo a la estructura, el proceso de secado fue realizado a temperatura ambiente, resultando así en el terminado final de la estructura interna (Ver Figura 40).

100

Figura 40. Terminado Final de la Estructura Interna

4.6.5 Remachado. Una vez terminadas las distintas piezas que conforman la estructura del banco de simulación, se determinó la conveniencia del uso de remaches certificados para aviación tipo Cherrymax®, P/N: CR 3213-4-03, Lot #: 86587028, producidos por TEXTRON Fastering Systems (Ver Figura 41), para la estructura interna, secciones de Wing box y borde de salida de la piel del plano. Para el borde de ataque el remache utilizado fue tipo Cherrymax®, P/N: CR 3213-5-02 Lot #: 86131507, producido por TEXTRON Fastering Systems (Ver Figura 42) garantizando la solidez de la estructura y el ensamble entre costillas y vigas, obteniendo la geometría característica del plano para el banco de simulación.

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Figura 41. Remaches Cherrymax® CR 3213-4-03. Figura 42. Remaches Cherrymax® CR 3213-5-02.

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La posición de los remaches en la estructura interna del sistema se determinó por el camber propio de cada costilla, así como también el número de remaches por sección para cada una de las partes de la estructura. Teniendo en cuenta la referencia del tipo de remache utilizado, los agujeros que fueron realizados en la estructura mantuvieron un diámetro constante de 1/8 de pulgada, sin avellanamiento. Una vez agujereada la estructura, se procedió a la instalación de cada uno de los remaches con el uso de remachadora tipo pop hidráulica y mecánica (Ver Figura 43). Figura 43. Remachadoras

4.6.6 Ensamble del Sistema de Calor para el Banco de Simulación. Una vez terminada la estructura interna del plano fue necesario realizar el ensamble del sistema a la viga delantera (Front spar). Este ensamble se realizó por medio de tornillos de cabeza universal, sobre la viga, garantizando soporte a la estructura y limitando el libre movimiento del el sistema. La tubería atraviesa cada una de las costillas en las cuales el sistema tiene efecto, en la sección del borde de ataque, y se soporta con la misma estructura gracias a un ajuste forzado. La interconexión de cableado se encuentra libre, a través de un agujero sobre la parte del Lower surface del plano, sin tener ningún tipo de unión a la estructura. (Ver Figura 29).

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4.6.7 Piel. El material seleccionado para la piel del plano para el banco de simulación fue aluminio 1100, sin tratamiento térmico, de 0.5mm. La presentación adquirida fue banda lisa de 2,40 metros de largo y 1 metro de ancho, debido a su gran maleabilidad y facilidad para acoplarse a la geometría (Ver Figura 44). El aluminio fue seccionado en 5 partes, con el fin de cubrir las secciones del plano en el upper surface, el lower surface y el borde de ataque, manteniendo las formas características de las tres secciones principales del plano, mencionadas anteriormente. Figura 44. Lámina de aluminio 1100 para piel

El dobles de la sección de piel para el borde de ataque fue realizado manualmente con el fin de obtener la forma aerodinámica de semicircunferencia, correspondiente a la geometría propia del perfil NACA empleado en el plano. 4.6.8 Remachado de Piel y Terminado Final del Plano. Para el remachado y el terminado final se procedió a la unión de la piel a cada una de las secciones de la estructura interna del plano, realizando agujeros con una distancia de 1 pulgada de 1/8 de diámetro para determinar la posición de los remaches.

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Una vez agujereada la estructura, el remachado final del plano se realizó desde la parte central interna y hacia los extremos, para obtener la uniformidad del mismo. Teniendo en cuenta la estructura crackeada del plano, los remaches empleados en la zona del Wing box y borde de ataque fueron del tipo Cherrymax®, mientras que para el borde de salida del plano el tipo de remache empleado fue de aluminio sólido con el fin de garantizar el cierre de la estructura. Para mantener la geometría del plano durante el remachado, las láminas de piel fueron sujetadas temporalmente mediante clecos, que mantuvieron la estructura del remachado y limitaron cualquier tipo de movimientos o desajustes en el encuadre del plano. Una vez se instaló la totalidad de los remaches para la unión entre la piel y la estructura interna, se procedió con el acabado final. Para efectos de lo anterior, utilizando esponjas tipo Scotch, se hizo un pulido de la superficie para eliminar desperfectos ocasionados a la lamina durante el proceso de remachado, con el objetivo de limpiarla con thiner y obtener brillo sobre la piel del plano.Este proceso permite una mejor apreciación de los fenómenos causados sobre la piel del plano al momento de generar los procesos térmicos sobre el mismo (Ver Figura 45). Figura 45. Terminado de Piel.

4.6.9 Ensamble Final. Para el ensamble final del plano se tuvo en cuenta un soporte que le permita, a quienes hagan uso del banco de simulación, un campo

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de visión más amplio. Para tal fin, la unión entre el soporte y el plano fue realizada con tornillos de cabeza universal certificados para aviación, P/N BACS12FA3K de 3/16 de pulgada, unidos al plano por medio de 4 flanches adheridos a la piel, de 3/16 de pulgada. La interconexión de cables se realizó a través de la estructura de soporte, detrás de la cual se encuentran las conexiones para el sistema de encendido y regulación de flujo. El ensamble del sistema generador de frío se acopló al plano por medio de ajuste forzado medio, en la parte lateral de la costilla 27, hasta alcanzar una profundidad sobre la cámara cercana a la costilla 19, formando así la estructura completa para el banco de simulación, tal y como se muestra en la siguiente Figura: Figura 46. Banco de Simulación.

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4.7 FUNCIONAMIENTO DEL BANCO DE SIMULACIÓN.

La puesta en funcionamiento del banco de simulación se realiza por medio de corriente eléctrica de 110V (ver figura 47), y el accionamiento de la perilla de encendido con enclavamiento y luz de referencia.(ver figura 51) Figura 47. Toma corriente eléctrica

Tanto el sistema generador de frío del banco de simulación, como el termómetro digital ubicado en la parte superior de la puerta de acceso del sistema, deben ser encendidos con al menos 1 hora de antelación a la realización de las pruebas. Lo anterior, con el fin de reducir la temperatura al interior de la cámara de pruebas a -2°C, evitando así demoras en el proceso de funcionamiento. Una vez obtenida la temperatura deseada al interior de la cámara, se debe incorporar la humedad a la superficie del borde de ataque, en forma de agua aplicada con atomizador (Ver figura 48). Para poder abrir la cámara de frió se deben retirar los pasadores que acoplan la tapa de vidrio con la estructura ubicados en la parte superior de la cámara de frió como se ve en la figura y para cerrarlos se debe realizar el mismo procedimiento en sentido contrario (ver figura 49).

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Figura 48. Humedad visible sobre el plano

Figura 49. Pasadores de la cámara de frio para apertura y cerrado

Después de realizar este proceso debe esperarse a la obtención de la temperatura deseada en la cámara (-7 °C), con el fin de permitir la formación de hielo sobre la superficie del plano, Al obtener la temperatura deseada, es posible encender la luz interna ubicada en la parte superior derecha del sistema generador de frío, con el fin de apreciar la formación de hielo (Ver imagen 50)

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Imagen 50. Botón de encendido luz interna

Con el fin de apreciar las capacidades del sistema de calor para el sistema Anti ice, éste debe ser encendido después de alcanzada la temperatura deseada en la cámara de frío. El encendido se realiza con el movimiento de la perilla correspondiente (Ver figura 51), la cual interconecta las distintas conexiones que permiten el funcionamiento de este sistema. Figura 51. Perilla de encendido para el sistema Anti ice

Después de encender el banco de simulación se debe esperar a que este tenga una reacción apropiada de alrededor de 10 minutos, durante este tiempo el

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sistema generador de calor suministra altas temperaturas dentro del borde de ataque y estas temperaturas se distribuyen a lo largo de la zona de prueba, gracias a fenómenos térmicos de conducción y convexión. Los rangos de funcionamiento para el banco de simulación están limitados a 20 minutos y la unidad generadora de frió puede mantenerse funcionando durante 8 horas. Una vez finalizada la prueba debe apagarse el sistema Anti ice y el sistema generador de frió. El sistema Anti ice se apaga seleccionando en sentido antihorario la perilla anteriormente mencionada en la posición off como se muestra en la figura 51. El plano debe el borde de ataque debe ser limpiado para evitar manchas sobre este una vez finalizada la prueba.

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5. ANALISIS DE RESULTADOS

Una vez finalizado el proceso de producción para el banco se procedió, a las pruebas encaminadas a garantizar un correcto funcionamiento del banco. Estas pruebas fueron realizadas midiendo los tiempos de reacción para cada uno de los sistemas de manera independiente, al momento del funcionamiento.

Las pruebas determinaron que la velocidad de reacción para el sistema generador de calor era inferior a 3 minutos, alcanzando temperaturas por encima de los 200°C. Lo anterior permitió concluir que el sistema respondía de manera satisfactoria al objetivo en el que se basó el sistema del plano para el banco de simulación.

Con respecto a la unidad generadora de frío, ésta obtiene temperaturas de -7°C en rangos de tiempo cercanos a 1 hora y 40 minutos, lo que representa una buena reacción ya que, a pesar de que la temperatura ambiente al interior de la cámara de frío cuando no está encendida que se mantiene entre 20°C a 27°C, una vez encendido, la temperatura al interior de la cámara se mantiene en constante descenso, lo que indica un excelente rendimiento durante la operación del sistema.

Al momento de verificar la efectividad del banco, para determinar la funcionalidad del mismo, se contemplaron los dos sistemas encendidos en condiciones de formación evidente de hielo sobre la superficie del borde de ataque del plano, con una temperatura al interior de la cámara de generación de frió de -6°C al inicio de la prueba. Los resultados obtenidos demostraron que una vez encendido el sistema Anti Ice del banco de simulación, a full potencia, se observó una variación en el gradiente de temperatura de alrededor de 1°C en un tiempo inferior a 4 minutos. También se observó la degradación del hielo en el borde de ataque a su estado líquido, lo que demuestra que el sistema cumple con su objetivo principal de evitar la formación de hielo sobre el plano.

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6. CONCLUSIONES

• El diseño del plano para el banco de simulación recrea la misma geometría característica de la aeronave real, gracias a la composición de la estructura interna y la variación en el tamaño de las costillas.

• Para establecer los parámetros de temperatura a los cuales debe funcionar el banco de simulación se tomaron como referencia los parámetros de temperatura en la aeronave real, con el fin de que el desarrollo del conocimiento práctico-experimental esté sujeto a condiciones reales en las etapas de vuelo.

• La variación del sistema real de la aeronave con respecto al sistema del plano para el banco de simulación, representa una disminución en el número de componentes debido a las limitaciones de costo y geometría dentro del plano.

• Ante la necesidad de crear un acceso al sistema de Anti ice, la piel del

borde de ataque debió ser equipada con tornillos de ½ pulgada de largo, con cabeza universal de diámetro 3/8, estos permiten la posibilidad de acceder a los componentes del sistema en caso de ser requeridas inspecciones o procesos de mantenimiento.

• La inclusión de sistemas para trabajo pesado como componentes del

sistema Anti ice, garantiza tiempos de respuesta bajos al momento de demostrar la efectividad del sistema y la obtención de altas temperaturas en poco tiempo sobre el borde de ataque.

• Con el fin de obtener condiciones de prevención de hielo favorables sobre el borde de ataque del plano, el ambiente alrededor del área de estudio debe tener una variación de 1° para empezar a derretir el hielo y evitar que éste se congele nuevamente, como parte del sistema de simulación la temperatura.

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7. RECOMENDACIONES

• Para el desarrollo de los distintos procesos de producción llevados a cabo, debe ser implementado el uso de herramientas industriales más adecuadas y amigables, teniendo en cuenta la longitud de estructuras aeronáuticas.

• La distancia entre los remaches sobre la superficie de la piel debe ser

garantizada, con el fin de evitar ondulaciones sobre el plano.

• Deben minimizarse las pérdidas de frío, con el fin de evitar disminuciones en el rendimiento del sistema generador de frío.

• No se debe mantener el sistema generador de frío encendido por más de

12 horas. • El sistema Anti ice debe ser encendido solo al momento de iniciar pruebas

en el banco de simulación.

• El mantenimiento preventivo del sistema generador de frío debe contemplar limpieza de la unidad condensadora, según requerimiento del equipo.

• La lámpara de iluminación de la cámara interna del sistema generador de

frío solo debe ser encendida una vez se alcancen temperaturas por debajo de -6°C, con el fin de evitar pérdidas en el rendimiento del sistema de frío e inclusión de calor dentro de la cámara correspondientes.

• La aplicación de agua al interior de la cámara de frío solo debe hacerse

antes de iniciar el sistema, pues la apertura de la puerta de vidrio durante el periodo de funcionamiento del sistema de frío generará un aumento positivo en la temperatura al interior de la cámara, demorando la prueba debido a la no obtención de la temperatura correcta para las condiciones dadas.

113

BIBLIOGRAFÍA ABBOTT, Ira H. Theory of wing sections, including a summary of airfoil data. Perfil aerodinámico. 1959. ACES - Aerolíneas Centrales de Colombia. Aircraft Maintenance Manual AMM. © Airbus S.A.S. Manual de Mantenimiento. Issue. Aug: 97; Reference: D. AMM AES. 2002. CENGEL, Yunus A. Transferencia de Calor. Segunda Edición. Traducción: José Hernán Pérez. Editorial McGRAW-Hill. 2004. DIYDATA.COM. Heat guns. [en línea]. Disponible en Internet en: http://www.diydata.com/tool/heat_gun/heat_gun.php Consultado en: Diciembre 15 de 2009. KARLEKAR, B. V.; DESMOND, R. M. Transferencia de Calor. Segunda Edición; Traducción. Arturo Galán Martinez; Editorial McGRAW-Hill. 1994. PALACIOS ALQUISIRAS, Joaquín. Determinación del coeficiente de conductividad térmica del cobre por medio de calentamiento conductivo (Demostración de un fenómeno de transporte). Publicación Contactos. [en línea]. Disponible en Internet en: http://www.izt.uam.mx/contactos/n44ne/cobre.pdf Consultado en: Diciembre 28 de 2009. WIKIPEDIA. Accidente American Eagle ATR. Artículo [en línea]. Disponible en Internet en: http://en.wikipedia.org/wiki/American_Eagle_Flight_4184 Consultado en: Agosto 27 de 2009. WIKIPEDIA. Avión. Tipos de Ala. Artículo. [en línea]. Disponible en Internet en: http://es.wikipedia.org/wiki/Avi%C3%B3n#Alas Consultado en: Noviembre 15 de 2009. WIKIPEDIA. Conducción de Calor. Artículo [en línea]. Disponible en Internet en: http://es.wikipedia.org/wiki/Conducci%C3%B3n_de_calor. Consultado en: Diciembre 01 de 2009. WIKIPEDIA. Historia de la aviación. Artículo [en línea]. Disponible en Internet en: http://es.wikipedia.org/wiki/Historia_de_la_aviaci%C3%B3n. Consultado en: Julio 12 de 2009.

ANEXOS

ANEXO 1

PLANOS

ANEXO 2

Manual de funcionamiento BANCO DE SIMULACIÓN PARA EL BORDE DE ATAQUE DE LA AERONAVE

A320


FACULTAD DE INGENIERIA

PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONAUTICA

BOGOTÁ

2010

MANUAL DE FUNCIONAMIENTO

Introducción.

El banco de simulación facilita el aprendizaje, comprensión y estimulación de los estudiantes en los distintos temas que conciernen a estos tipos de sistemas.

Constituye una herramienta útil al momento de explicar el funcionamiento de los mismos, en este caso particular del sistema Anti Ice, teniendo en cuenta que en la mayoría de las aeronaves de tipo comercial es similar.

Componentes

El banco de simulación está compuesto por:

· Plano a escala (1:7 mt) de la aeronave A320. · Sistema Anti Ice. · Soporte para el plano a escala · Generador de frió. · Estructura de soporte para el generador de frió

Funcionamiento

La puesta en funcionamiento del banco de simulación se realiza por medio de corriente eléctrica de 110V, y el accionamiento de la perilla de encendido con enclavamiento y luz de referencia. (Ver Figura 1)

Figura 1. Toma corriente eléctrica

Tanto el sistema generador de frío del banco de simulación, como el termómetro digital ubicado en la parte superior de la puerta de acceso del sistema, deben ser encendidos con al menos 1 hora de antelación a la realización de las pruebas. Lo anterior, con el fin de reducir la temperatura al interior de la cámara de pruebas a -2°C, evitando así demoras en el proceso de funcionamiento.

Una vez obtenida la temperatura deseada al interior de la cámara, se debe incorporar la humedad a la superficie del borde de ataque, en forma de agua aplicada con atomizador (Ver figura 2). Para poder abrir la cámara de frió se deben retirar los pasadores que acoplan la tapa de vidrio con la estructura ubicados en la parte superior de la cámara de frió como se ve en la figura y para cerrarlos se debe realizar el mismo procedimiento en sentido contrario (ver figura 3).

Figura 2. Humedad visible sobre el plano

Figura 3. Pasadores de la cámara de frió para apertura y cerrado

Después de realizar este proceso debe esperarse a la obtención de la temperatura deseada en la cámara (-7 °C), con el fin de permitir la formación de hielo sobre la superficie del plano,

Al obtener la temperatura deseada, es posible encender la luz interna ubicada en la parte superior derecha del sistema generador de frío, con el fin de apreciar la formación de hielo. (ver figura 4)

Figura 4. Botón encendido luz cámara de frio

Con el fin de apreciar las capacidades del sistema de calor para el sistema Anti ice, éste debe ser encendido después de alcanzada la temperatura deseada en la cámara de frío. El encendido se realiza con el movimiento de la perilla correspondiente, la cual interconecta las distintas conexiones que permiten el funcionamiento de este sistema. (Ver figura 5)

Figura 5. Botón de encendido y apagado con enclavamiento

Después de encender el banco de simulación se debe esperar a que este tenga una reacción apropiada de alrededor de 10 minutos, durante este tiempo el sistema generador de calor suministra altas temperaturas dentro del borde de ataque y estas temperaturas se distribuyen a lo largo de la zona de prueba, gracias a fenómenos térmicos de conducción y convexión.

Los rangos de funcionamiento para el banco de simulación están limitados a 20 minutos y la unidad generadora de frió puede mantenerse funcionando durante 8 horas.

Una vez finalizada la prueba debe apagarse el sistema Anti ice y el sistema generador de frió. El sistema Anti ice se apaga girando en sentido antihorario la perilla anteriormente mencionada a la posición off como se muestra en la figura 51.

El borde de ataque del plano en la zona de prueba debe ser limpiado para retirar el agua y así evitar manchas sobre esta una vez finalizada la prueba.

ANEXO 3

Guía de laboratorio. Banco de simulación para el sistema Anti Ice de la aeronave A320

Introducción El sistema Anti Ice para los planos en las aeronaves del Airbus 320 provee aire sangrado del motor con el fin de calentar los slats 3,4 y 5 para evitar formación de hielo sobre estas.

La formación de hielo en las superficies de control representa grandes riesgos a la seguridad operacional de vuelo, ya que esta formación evita un paso aerodinámico del aire sobre la superficie, esto conlleva a desprendimientos de capa límite en los planos que a su vez deriva en perdida de sustentación sobre estos debido a que el gradiente de presión sobre el plano no es suficiente para crear sustentación al tener un incremento de la resistencia al avance como se ve en la siguiente figura.

Figura 1. Comportamiento de flujo en formaciones de hielo

Fuente: http://www.jiaac.gov.ar/files/pdf/ENGELAMIENTO.pdf ; Cp. Gustavo Alberto Flores, Jefe Departamento Meteorología Aeronáutica de la DGSMN

Objetivos

• El objetivo de esta práctica de laboratorio es, comprender y analizar la incidencia del sistema Anti ice sobre el borde de ataque de la aeronave y sus diferencias conceptuales con respecto a un sistema De-ice.

• Esta práctica pretende incentivar el desarrollo de nuevas tecnologías que permitan un mejor rendimiento en los sistemas de las aeronaves.

Materiales y equipos para el desarrollo de la práctica

• Termómetro digital de punzón. • Cronometro. • Atomizador de agua. • Generador de frió. • Plano a escala (1:7 mt) de la aeronave A320

Procedimiento

1. Realice una inspección visual del banco de simulación prestando atención al ensamble entre el plano y el sistema generador de frió e identifique las partes del plano.

http://www.jiaac.gov.ar/files/pdf/ENGELAMIENTO.pdf�

2. aplique humedad al interior de la cámara del sistema generador de frío por medio de un atomizador de agua en el borde de ataque a una distancia de 15 cm, cuantas veces sea necesario para observar humedad sobre el borde de ataque.

3. coloque el termómetro digital con el punzón entre el empaque y la estructura de

la cámara de frío permitiendo que el display de indicación permanezca por fuera de la cámara de enfriamiento como se muestra en la siguiente figura.

Figura 2. Posición correcta para el indicador de temperatura

4. tome la temperatura al interior de la cámara.

5. encienda el sistema generador de frió y la lámpara de luz.

6. encienda el cronometro y registre la temperatura cada 10 minutos hasta alcanzar una temperatura menor a -6° C.

7. Identifique los focos de formación de hielo sobre el plano.

8. encienda el sistema anti ice.

9. Observe y registre las variaciones de temperatura cada 30 segundos, hasta observar que la estructura del hielo desaparece y vuelve a su estado líquido.

10. Mantenga los dos sistemas encendidos y observe la no formación de hielo sobre el borde de ataque.

Análisis 1. Realice un informe sobre la práctica de laboratorio en el que se expliquen las

condiciones de formación de hielo en la aeronave y la principal diferencia con

respecto a un sistema De-ice.

2. Realice una Grafica Temperatura Vs Tiempo, con los datos registrados después de encender el sistema Anti Ice y determine las condiciones para el comportamiento del sistema

3. Realice una orden de ingeniería que contemple una evaluación operacional del

banco de simulación para el sistema Anti ice en el borde de ataque de la aeronave A320

ANEXO 4

Manual de mantenimiento BANCO DE SIMULACIÓN PARA EL BORDE DE ATAQUE DE LA AERONAVE

A320


FACULTAD DE INGENIERIA

PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONAUTICA

BOGOTÁ

2010

Introducción. Este manual pretende establecer los parámetros de mantenimiento preventivo y correctivo para el banco de simulación del sistema Anti-ice de la aeronave A320, teniendo en cuenta que como cualquier sistema esta sujeto a condiciones o agentes externos que pueden deteriorarlo Mantenimiento preventivo. Deben realizarse inspecciones exhaustivas cada seis meses en el banco de simulación teniendo en cuenta.

• La funcionalidad y rendimiento optimo del sistema. • El condensador del sistema generador de frió, este condensador no debe tener

partículas de mugre acumuladas en sus rejillas; ya que este mugre reduce en gran manera el rendimiento de este sistema.

• Las conexiones de tubería para el sistema generador de frió, estas no deben

presentar ningún tipo de fuga. (ver figura 1)

Figura 1. Componentes sistema generador de frio

• Debe inspeccionarse el sistema generador de calor del borde de ataque, esta inspección debe ser realizada removiendo la línea frontal de tornillos de diámetro 3/8 y ½ pulgada de largo retirando el ensamble de piel en el borde de ataque en su zona superior, se debe prestar atención al ensamble de los componentes y el estado del tubo de cobre. (ver figura 2)

Figura 2. Sistema generador de calor.

• Cada mes debe realizarse la limpieza del plano con un paño que no arroje pelusa

humedecido con thiner con el fin de retirar capas de polvo y marcas de manos sobre el mismo.

En caso de encontrar alguna inconsistencia durante la inspección del banco de simulación se deben tomar las acciones necesarias para corregir el daño en los sistemas y garantiza el correcto funcionamiento, en caso de no ser así la operación de los componentes en estas circunstancias tenderán a deteriorar más el sistema.

ANEXO 5

AVA FLIGHT CREW OPERATINGA MANUAL, ICE & RAIN PROTECTION REV. 39

DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN BANCO DE...

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