Metodología para el análisis de vibraciones del ala de una aeronave categoría FAR 23

Abstract

El ensayo de vibración en tierra (Ground Vibration Test, GVT) es uno de los procedimientos de ensayo más críticos para la certificación de una aeronave. Su correcta realización permite determinar distribuciones de rigidez, frecuencias naturales, formas modales y amortiguamiento estructural, por lo que sus resultados son especialmente importantes. Este trabajo se centra en el desarrollo de una metodología para la determinación de las propiedades dinámicas del ala de una aeronave a partir de métodos analíticos y experimentales. El desarrollo inicia con una recopilación bibliográfica de metodologías empleadas para el análisis de vibraciones en tierra. Posteriormente se describen los procedimientos empleados para el desarrollo de un ensayo de GVT sobre una aeronave categoría FAR 23 empleando dos casos de carga (0 % y 100 % de combustible). Finalmente se desarrollan dos modelos numéricos basados en el método de los elementos finitos para estimar la respuesta vibratoria de la estructura del ala de aeronave ensayada experimentalmente, el primero empleando elementos simplificados tipo viga Euler-Bernoulli y el segundo empleando elementos tipo cascaron por medio del software comercial ANSYS. Los modelos numéricos presentan buenas correlaciones con los experimentales en relación a las formas modales y sus correspondientes frecuencias naturales. (Texto tomado de la fuente)

The Ground Vibration Test (GVT) is one of the most critical testing procedures for an aircraft certification. The proper execution allows the determination of stiffness distribution, natural frequencies, mode shapes and structural damping, according to that the GVT results are specially important. This document is focused on the development of a methodology for the vibration analysis of the wing of an aircraft based on analytical and experimental methods. The work starts with a bibliography compilation of methodologies used on ground vibration analysis. Subsequently the procedures used in the development of a GVT in a FAR 23 aircraft are described using two load cases (0 % and 100 % of fuel). Finally, two numerical models based on the finite element method are developed to estimate the vibration response of the aircraft wing experimentally tested. The first one, using simplified Euler-Bernoulli elements and the second one using Shell finite elements with the commercial software ANSYS. The numerical model results (mode shapes and natural frequencies) have a good relationship with experiments.