optimización del diseño del sistema de pruebas del cabezal
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
INSTITUTO POLITECNICO NACIONAL
ESCUELA SUPERIOR DE INGENIERÍA MECÁNICA Y ELÉCTRICA
UNIDAD PROFESIONAL TICOMÁN
OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE
PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE
COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
T E S I N A
QUE PARA OBTENER EL GRADO DE
INGENIERO EN AERONAUTICA PRESENTAN:
LUNA NUÑEZ DAVID
ROSALES PÉREZ JUAN MANUEL
ASESOR:
ING. CARLOS HERNÁNDEZ PÉREZ
México D.F., Marzo 2013.
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
CONTENIDO
RESUMEN. ....................................................................................................................................................... 5
ABSTRACT ....................................................................................................................................................... 7
INTRODUCCIÓN ............................................................................................................................................. 8
JUSTIFICACIÓN ......................................................................................................................................... 9
OBJETIVOS ............................................................................................................................................... 10
ALCANCE ................................................................................................................................................... 11
METODOLOGÍA ........................................................................................................................................ 11
CAPÍTULO 1. ESTADO DEL ARTE .................................................................................................. 12
1.1 McDonnell Douglas MD-80 ......................................................................................................... 12
1.1 Bancos de pruebas ...................................................................................................................... 14
CAPÍTULO 2. PLANTEAMIENTO DEL PROYECTO ..................................................................... 17
2.1 Implementación de la metodología QFD para el concepto de diseño ................................. 17
2.2 Sistema de Combustible y características del APU del MD-80 ............................................ 19
2.3 Sistema Hidráulico ....................................................................................................................... 22
2.4 Descripción del proceso para realizar la prueba en el Atomizador ...................................... 24
2.5 Arreglos de dispersión del Atomizador de Combustible ......................................................... 27
2.6 Modelado geométrico de la propuesta de diseño ................................................................... 28
CAPÍTULO 3. ANÁLISIS Y SIMULACIONES .................................................................................. 44
3.6 Definición del tipo de Simulación Virtual ................................................................................... 44
3.2 Cargas aplicadas .......................................................................................................................... 45
3.3 Análisis Estructural Modal mediante Elemento Finito............................................................. 45
3.4 Interpretación de Resultados...................................................................................................... 64
CAPÍTULO 4. PLAN DE MANUFACTURA ...................................................................................... 65
4.6 Fundamentos del estudio de factibilidad .................................................................................. 65
4.2 Dibujos del taller ........................................................................................................................... 66
CONCLUSIONES .......................................................................................................................................... 74
REFERENCIAS.............................................................................................................................................. 75
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RELACIÓN DE FIGURAS Y TABLAS
No. Fig Título Pág.
FIG. 1 CONTENEDOR PARA PRUEBA Y CALIBRACIÓN DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN ............................... 6
FIG. 2 MD-80 DE AEROMÉXICO ................................................................................................................ 13
FIG. 3 SISTEMA ELÉCTRICO DEL MD-80 .................................................................................................. 13 FIG. 4 BANCO DE PRUEBAS ANTIGUO DEL TALLER DE COMPONENTES Y SISTEMAS HIDRÁULICOS DE
LA COMPAÑÍA MEXICANA DE TRANSPORTACIÓN AÉREA ................................................................ 14
FIG. 5 EQUIPOS DE PRUEBAS DE COMBUSTIBLE FABRICADOS POR LA EMPRESA TESTEK INC. ........... 15
FIG. 6 BANCO DE PRUEBAS TESTEX INC. ............................................................................................... 16
FIG. 7 LOCALIZACIÓN DEL APU ................................................................................................................ 20
FIG. 8 DESPIECE DEL ENSAMBLE DEL ATOMIZADOR DE COMBUSTIBLE ................................................... 21
FIG. 9 DESPIECE DEL DUCTO DE LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN ............................................................... 22
FIG. 10 NARIZ DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE .................................................................................... 25
FIG. 11 VISTA SUPERIOR DE LA NARIZ DE DISTRIBUCIÓN ACOPLADO CON LA TAPA SUPERIOR ............... 26
FIG. 12 VISTA SUPERIOR DE CONTENEDOR ................................................................................................ 26
FIG. 13 HABITÁCULO DEL CONTENEDOR EN EL BANCO DE PRUEBAS ......................................................... 26
FIG. 14 ARREGLOS DE DISPERSIÓN DEL CABEZAL ..................................................................................... 27
FIG. 15 CÁMARA DE DESCARGA DE COMBUSTIBLE .................................................................................... 32
FIG. 16 TAPA SUPERIOR DE LA CÁMARA DE DESCARGA ............................................................................ 33
FIG. 17 VENTANILLA DE LA CÁMARA DE DESCARGA ................................................................................... 34
FIG. 18 TAPA INFERIOR DE LA CÁMARA DE DESCARGA .............................................................................. 35
FIG. 19 JUNTA .............................................................................................................................................. 37
FIG. 20 REPRESENTACIÓN GEOMÉTRICA PARA EL CÁLCULODE LONGITUD DEL COMPARADOR ................. 38
FIG. 21 FORMA DE LOS COMPARADORES ................................................................................................... 39
FIG. 22 TRANSPORTADOR ........................................................................................................................... 40
FIG. 23 CÁMARA DE DESCARGA .................................................................................................................. 41
FIG. 24 TAPA SUPERIOR MODIFICADA ........................................................................................................ 42
FIG. 25 ENSAMBLE FINAL CON LA PROPUESTA DE LAOPTIMIZACIÓN DE DISEÑO ...................................... 42
FIG. 26 REPRESENTACIÓN DEL ENTORNO OPERACIONAL DEL COMPONENTE ............................................ 43
FIG. 27 ENSAMBLE FINAL EN EL HABITÁCULO DEL BANCO DE PRUEBAS ................................................... 43
FIG. 28 ENSAMBLE DE LA CÁMARA DE DESCARGA ...................................................................................... 44
FIG. 29 MALLA DEL ENSAMBLE ................................................................................................................... 53
FIG. 30 1ER MODO DE VIBRACIÓN – DEFORMACIÓN TOTAL ....................................................................... 59
FIG. 31 2DO MODO DE VIBRACIÓN – DEFORMACIÓN TOTAL ...................................................................... 60
FIG. 32 3ER MODO DE VIBRACIÓN – DEFORMACIÓN TOTAL ....................................................................... 61
FIG. 33 4TO MODO DE VIBRACIÓN – DEFORMACIÓN TOTAL ....................................................................... 62
TABLA 1.- CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS DEL AVIÓN MCDONNELL DOUGLAS DE LA SERIE MD-80. ............. 12
TABLA 2.- CRITERIO DE PONDERACIÓN. ......................................................................................................... 18
TABLA 3.- TABLA DE PONDERACIÓN. .............................................................................................................. 19
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RESUMEN.
Este proyecto tiene como origen el satisfacer una necesidad técnica específica, orientado al campo
operacional y de servicio para la industria de la aviación comercial dentro de una aerolínea,
siempre que esta mantenga en su flota aviones McDonnell Douglas MD-80.
A partir del enfoque técnico de diversos equipos de mantenimiento que operan en México y del
hecho de que hacen un especial énfasis en el ámbito de la mejora e innovación en los procesos de
mantenimiento que se ejecutan en el avión; el presente trabajo está orientado a brindar una
optimización de diseño con aplicación al proceso de calibración y prueba del sistema de
distribución de combustible, todo esto para que no solo se extienda la vida útil del componente sino
que también mejore su condición operacional.
Se sobre entiende que la meta en cualquier proceso de optimización para esta industria es la
realización de mejores prácticas de servicio y mantenimiento en tierra, para extender la vida
operacional del avión, ya que actualmente se cuenta con una vasta zona de oportunidad para
optimizar ciertos procesos de mantenimiento, pero siendo este un caso particular, este proyecto
solo aborda una propuesta de diseño para el sistema de medición que calibra la distribución de
combustible a entregar en la nariz de distribución.
Algunos argumentos que se han expuesto por parte del equipo de mantenimiento de diversas
aerolíneas que operan con este tipo de aeronaves, señalan que se carece de un equipo para
realizar pruebas de calibración en cabezales de distribución que permitan obtener parámetros
específicos dentro de márgenes operacionales óptimos, otorgando así un mejor desempeño
operacional. Se sabe que en el mercado se encuentra un banco de pruebas que incluye este
proceso, pero este no posee un entorno sofisticado para agilizar la prueba ya que no provee al
usuario de un entorno adecuado para efectuar la medición, dando como resultado una
incertidumbre en la misma.
Debido al alcance que se tiene para este proyecto, se involucra la satisfacción de un requerimiento
industrial específico desde la concepción del mismo, con el de brindar una optimización que se
aplique dentro de la industria aeronáutica del país para aeronaves de esta índole, a implementarse
en estaciones de mantenimiento.
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
FIG. 1 CONTENEDOR PARA PRUEBA Y CALIBRACIÓN DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
ABSTRACT
This project originates to satisfy a specific technical need, directed to the operative and service field
for the commercial aviation industry within an airline, as long as this airline has in its fleet McDonnell
Douglas MD-8 aircrafts.
From the technical approach of several maintenance teams operating in Mexico and the fact that
they make a special emphasis in the area of improvement and innovation in maintenance
processes running on the plane, this paper aims to provide design optimization with application to
calibration and testing of the fuel distribution system, all this that not only extend the life of the
component but also improve its operational condition.
It is understood that the goal of any optimization process for the industry is to perform the best
service practices and operation in ground (platform) to extend the operational life of the aircraft,
currently there is a vast area of opportunity to optimize certain maintenance processes, but being
this a particular case, this project only addresses a proposed design for the measurement system
that calibrates fuel distribution to deliver in the fuel distribution nose.
Some arguments that have been exposed by the maintenance teams of various airlines operating
with this type of aircraft, point out that there is a lack of equipment for calibration tests in the
distribution heads that allow obtaining specific parameters within optimal operating margins, thereby
providing a better operational performance. It is known that there is a test that includes this process,
but this does not have a sophisticated environment to expedite the test because the equipment
does not provide a suitable environment for measurement, resulting in an uncertainty in the
measurement.
Due to the extent that this project has, the satisfaction of a specific industrial request it is involved
with providing an optimization that applies within the country´s aviation industry for this kind of
airplanes, to be implemented in maintenance stations.
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INTRODUCCIÓN
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JUSTIFICACIÓN
El sistema de distribución de combustible constituye la parte fundamental de cualquier planta
motriz, este ha sido diseñado para cumplir con todas las disposiciones en materia de emisiones y
debe ofrecer un excelente desempeño. Dentro del ramo aeronáutico, se sabe que
independientemente del tipo de motor que utilice la aeronave, el empuje se obtiene de la
conversión de la energía química del combustible a energía mecánica, a este proceso se le llama
combustión, por ende, es necesario contar con un sistema de distribución y almacenamiento que
transfiera el combustible hasta las cámaras de combustión y lo inyecten en los quemadores de
manera eficiente.
Se considera entonces que este sistema y sus componentes forman parte vital del proceso
operacional de la aeronave, así como los procesos alternos y sub alternos que lo complementan,
puesto que el correcto desempeño del motor va ligado a todo esto. En este caso, no se brinda una
optimización al sistema, sino a un componente sub alterno que cuenta con un área de oportunidad
basada en diversos requerimientos y condiciones de operación que dan la pauta para buscar una
condición operacional óptima en la nariz de distribución de combustible.
Dentro de la Industria de la Aviación Comercial se cuenta desde hace mucho tiempo con diversos
medios y procedimientos para llevar a cabo un correcto plan de mantenimiento, que junto con una
adecuada estrategia operacional, se obtiene un mayor y mejor desempeño de cualquier aeronave
comercial. Sin embargo, esta Industria requiere de un proceso de innovación y optimización
constante para que a la larga se cuente con vehículos aéreos más sofisticados, con el objetivo de
brindar un servicio óptimo atendiendo a un mercado exigente.
Al entrar en materia, es pertinente retomar detalles específicos de tareas rutinarias en donde se
puede contemplar una basta área de oportunidad para mejorar ciertos procesos de mantenimiento.
Se sabe de ante mano, que un plan de mantenimiento bien estructurado tanto en tiempos y
procedimientos, cubre todos los sectores operacionales del avión, pero no propone la
implementación de tareas especificas a procesos adyacentes que optimicen o brinden un valor
agregado al mantenimiento preventivo. Es en este campo, donde la ingeniería debe de
implementar mejoras para prolongar inteligentemente la vida útil de los componentes.
El presente proyecto contempla una alternativa funcional que complementa un simple proceso de
calibración teniendo que ver con la distribución de combustible al A.P.U. para arrancar el motor,
proponiendo una optimización para el sistema de medición y calibración aplicado al Sistema de
Distribución y Atomización de Combustible. Con el fin de identificar los parámetros operacionales
óptimos del sistema.
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Se contempla que varias líneas aéreas comerciales tendrán a bien considerar, evaluar y ejecutar
este proyecto; ya que el sistema en cuestión es utilizado en varias aeronaves de esta categoría,
por ende, la optimización no se ve envuelta en un alto grado de complejidad e incluso se tiene en
mente que existe en el mercado una empresa que se dedica a la distribución de bancos de
pruebas que incluyen la calibración de cabezales de distribución de combustible, pero los
márgenes de costos y mantenimiento son altos comparados con los del presente proyecto.
OBJETIVOS
Objetivo general
Desarrollar una optimización de diseño en la cámara de descarga actual un banco de pruebas, que
permita la comprobación del ángulo aspersión de combustible en la nariz de distribución, y verificar
si se encuentra en el rango de operación óptimo; para ser utilizado en APU de aviones McDonnell
Douglas MD-80.
Objetivos específicos
Colaborar de manera conjunta con el equipo de mantenimiento de una aerolínea mexicana que
tenga en su flota activa aviones de este tipo, para complementar la fase de desarrollo del
producto.
Realizar la investigación para sustentar el concepto de diseño y analizar todas las variantes del
entorno operacional a considerar en la etapa de simulación.
Proveer un diseño paramétrico para controlar cambios en la geometría que no requieran de un
re trabajo, tanto para el modelo CAD como para la malla que se utiliza en el modelo CAE.
Fundamentar el proceso de construcción basado en una metodología de construcción
sustentable y ante un presupuesto accesible.
Generar un breve estudio de factibilidad que contemple todas las características técnicas de la
propuesta a compararse con el modelo que se está utilizando actualmente.
Analizar a detalle el entorno operacional del sistema para tener una alta fiabilidad en los
resultados de la simulación mediante elemento finito.
Generar los planos de taller para la posible manufactura.
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ALCANCE
El alcance del proyecto será proveer un diseño de ingeniería fundamentado con resultados de
simulación mediante el uso del elemento finito y proporcionar un plan de manufacturabásico bajo
los estándares necesarios, para que sea aprobado y ejecutado dentro del proceso operacional de
una aerolínea aérea que utilice aviones McDonnell Douglas MD-80.
METODOLOGÍA
El diseño de producto se fundamenta en la metodología QFD, complementada a la par con otros
recursos similares para darle un valor agregado al diseño, tales como herramientas PLM. Todo
esto basado en manuales técnicos de la parte y bibliografía especializada en materia de Hidráulica,
Análisis Estructural y el manual de mantenimiento del componente.
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CAPÍTULO 1. ESTADO DEL ARTE
Se señala que el nivel de investigación que fundamenta el presente proyecto es de un alcance
medio, ya que solo abarca los principios fundamentales del sistema de distribución de combustible
y en cambio, se enfoca en el procedimiento de diseño para optimizar el sistema de medición (visto
como un conjunto) del banco de pruebas que actualmente se utiliza en la industria para efectuar la
calibración y las pruebas correspondientes a este subsistema de la aeronave.
1.1 McDonnell Douglas MD-80
Se opta en primera instancia por presentar los datos más relevantes de la aeronave en cuestión.
Los aviones McDonnell Douglas de la Serie MD-80, son aviones comerciales que tuvieron su auge
en los años de 1980 y 1990, formando parte de la familia de los DC-9. Desarrollado para realizar
trayectos de mediano y corto alcance con capacidades superiores en cuanto a desempeño se
refiere; equipado con 2 plantas motrices Pratt&Whitney JT8D-200 que combinan un diseño
aerodinámico eficiente, operando a un bajo costo operacional.
Especificaciones MD-81
(MD-80 Series)
Pasajeros - Configuración típica de 2 pasajeros - Configuración típica para 3 pasajeros
155 172
Carga 1.253 ft3 (35.5 m
3)
Motor EmpujeMáximo
Pratt & Whitney JT8D-209 18,500 lb (8,391 kg)
Capacidad maxima de combustible 5,840 U.S. gal (22,106 L)
Peso máximo al despegue 140,000 lb (63,503 kg)
Rangomáximo 1,565 millasnáuticas (2,897 km)
Velocidad crucero a 35,000 pies 0.76 Mach 504 pmh (811km/h)
Dimensiones básicas: Envergadura Longitud Altura
107 tf 8 in (32.8m) 147 ft 8 in (45.1m) 29 ft 6 in (9.95m)
TABLA 1.- CARACTERÍSTICAS TÉCNICAS DEL AVIÓN MCDONNELL DOUGLAS DE LA SERIE MD-80.
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FIG. 2 MD-80 DE AEROMÉXICO
La base de este trabajo se basa en el entorno operacional del Banco de Pruebas que esta
diseñado para operar en un APU de un MD-80, esta aeronave ya no se encuentra dentro de la
línea de producción de Boeing (que en 1997 adquirió a la constructora de aviones McDonell
Douglas) pero sigue siendo un avión popular y aún recibe el soporte técnico necesario e
indispensable por parte de su constructora. En la Fig. 3 se muestran las posiciones de los
componentes principales del Sistema Eléctrico del MD-80.
FIG. 3 SISTEMA ELÉCTRICO DEL MD-80
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1.1 Bancos de pruebas
Antecedentes
Cada que una aeronave entra a reparación, se necesita efectuar una validación de la misma para
saber si ésta ha sido satisfactoria. Ante una tecnología que se encuentra en un estado evolutivo
latente, la necesidad de contar con equipo de validación y evaluación de los sistemas a los cuales
se les ha realizado una reparación, es imperiosa, ya que se tiene que demostrar la efectividad del
trabajo de mantenimiento realizado. La industria de talleres certificados de mantenimiento y
reparaciones mayores o menoresha venido creciendo en México desde la aparición de la primer
línea aérea, en 1921 se crea la “Compañía Mexicana de Transportación Aérea” (conocida hasta
hace unos años como Compañía Mexicana de Aviación), y posteriormente se fundó la empresa
“Aeronaves de México” en 1934 (conocida actualmente como Aeroméxico). Desde los inicios de
estas dos empresas, se ha trabajado en el constante desarrollo de bancos de prueba que
demuestren y validen la efectividad de la reparación hecha.
Cabe mencionar que el desarrollar un equipamiento de esta índole involucra un alto grado de
regulación y normatividad, misma que quedo asentada por la Administración de Aviación Federal
(FAA, por su siglas en ingles) en el año 2002, que rige el desarrollo de Equipo de Prueba y
Herramientas especificas, el cual debe de acatar un proceso de certificación y documentación
avalado por las correspondientes áreas administrativas de la aerolínea en que aplique.
FIG. 4 BANCO DE PRUEBAS ANTIGUO DEL TALLER DE COMPONENTES Y SISTEMAS HIDRÁULICOS DELA
COMPAÑÍA MEXICANA DE TRANSPORTACIÓN AÉREA
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Equipo de Pruebas
Este se vincula directamente a la parte, subsistema o componente al cual se le realizará la
validación. Algunos de los fabricantes de componentes aeronáuticos (Honeywell, por ejemplo) para
dar un valor agregado al servicio al cliente, en ciertas ocasiones proveen las herramientas y el
equipamiento necesario para efectuar la prueba de dichas partes o subsistemas; también es
posible que el fabricante ya cuente con el desarrollo del equipo de prueba pero no lo otorga al
cliente, sino que lo pone a la venta (como es el caso de algunos equipamientos de Hamilton
Sundstrand).
En el mercado actualmente se cuenta con una cartera de diversas empresas que se dedican a
fabricar equipos de prueba especializados para algunos subsistemas de ciertos modelos de avión,
e incluso si el cliente requiere una opción “personalizada”, pueden brindarle una solución de este
tipo; AA1 Corporation y Testek Inc. son algunos ejemplos de empresas con este giro.
FIG. 5 EQUIPOS DE PRUEBAS DE COMBUSTIBLE FABRICADOS POR LA EMPRESA TESTEK INC.
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Modos de operación en los Bancos de Pruebas
Existen tres modos de operación: modo manual, modo semiautomático o automático. Cada uno se
define por las características referentes con la prueba a efectuar; el modo automático es el más
común ya que su operación esta controlada electrónicamente, siendo un buen ejemplo el caso de
las computadoras de vuelo.
En base a la sofisticación del componente, el modo de operación del equipo de prueba va
tendiendo más a la automatización debido a que se integran sistemas electrónicos incluso en
equipos hidráulicos, o dentro del sistema neumático y también el sistema de combustible.
Para el caso de los componentes de tecnología no actualizada pero con un desempeño bastante
eficiente y que aún se conservan en estado operativo, la automatización y semiautomatización se
convierte en una alternativa para reducir tiempos; y es aquí donde se brindan soluciones
tecnológicas para innovar los instrumentos de medición para realizar las pruebas correspondientes
a estos componentes, otorgando así parámetros precisos que pueden ser validados por una
computadora, aunque se tienen márgenes de costo un poco elevados.
Recordemos que la Organización de Aviación Civil Internacional (OACI ó ICAO por sus siglas en
inglés) es la que se encarga que todos los aviones que vuelan alrededor del mundo cumplan con
las normativas de aeronavegabilidad en vuelo y de todos los componentes de las aeronaves, pues
la aviación es y debe ser estrictamente el sistema de transporte más seguro del mundo ante esto,
todo los componentes deben contar con los certificados de aeronavegabilidad correspondiente.
FIG. 6 BANCO DE PRUEBAS TESTEX INC.
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CAPÍTULO 2. PLANTEAMIENTO DEL PROYECTO
Dentro de este capitulo se explica el desarrollo del concepto de diseño que tendrá la optimización,
basado en la problemática y los requerimientos que se tienen. En primera instancia se utiliza parte
de la Metodología QFD (Quality Function Deployment, por sus siglas en ingles), para realizar un
concepto de diseño eficiente, posteriormente de detallan las características del Sistema de
Combustible y del APU del avión junto con la descripción del proceso para realizar la prueba de
calibración.Por último, se presenta la fase de desarrollo de la optimización de diseño que solo
aplica para este banco de pruebas.
2.1 Implementación de la metodología QFD para el desarrollo del concepto de diseño
Caso de Estudio:
El banco de pruebas que se tiene dentro de Aeroméxico (aerolínea tomada como referencia) que
mantiene en su flota aviones MD-80, no cuenta con un sistema enteramente eficaz para calibrar y
realizar la prueba de distribución de combustible en el cabezal (nariz de distribución). Este equipo
cuenta con el entorno para llevar a cabo la prueba, pero carece de aditamentos que permitan
tomar lecturas de parámetros exactos y así poder validar la calibración o evaluar la factibilidad de
la reparación.
Se utiliza el Proceso Jerárquico Analítico que se aplica al QFD para gestionar el diseño en base a
requerimientos del posible usuario final y metas de diseño, atendiendo a estándares de calidad
elevados.
Requerimientos Funcionales
Fácil proceso de Operación
Toma de parámetros precisos
Operación en base a márgenes específicos
Rápida validación de la prueba
Conceder condiciones flexibles de operación
Operar ante normatividad y reglamentación aérea
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Requerimientos Deseables
Excelente criterio ergonómico
Bajo costo
De alto impacto tecnológico
Presentación de Ideas de Innovación de Diseño
Debido al enfoque que se tiene para la optimización de diseño, se presentan las siguientes
alternativas para el concepto de diseño:
Implementación de equipamiento y medios accesibles para la obtención de parámetros
precisos
Llevar a cabo un re trabajo en la tapa superior del contenedor para introducir un
mecanismo de medición simple, teniendo en mente los márgenes de costo pequeños
Ante la comparación de los Equipos de prueba que existen en el mercado contra el que se
tiene en la aerolínea, se debe buscar un criterio justo para fundamentar la innovación
tecnología del proyecto considerando costos
La selección de materiales de los nuevos componentes o equipamientos, deberá ser
analizada a detalle
Ante estos requisitos, se procede a formar una Matriz de Comparación Pareada, que con su
respectiva Tabla de Ponderación indique cual es el resultado de la ponderación de requerimientos.
NOTA: La nomenclatura para formar la comparación entre parejas de requerimientos queda de la
siguiente forma:
- C (Columna)
- R (Renglón)
1 3 5 7 9
Los elementos C y R tienen la
misma importancia
El elemento C es ligeramente
más importante que el elemento R
El elemento C es más
importante que el elemento R
El elemento C es fuertemente
más importante que el elemento R
El elemento C es muy
fuertemente más
importante que el elemento R
TABLA 2.- CRITERIO DE PONDERACIÓN.
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TABLA 3.- TABLA DE PONDERACIÓN.
2.2 Sistema de Combustible y características del APU del MD-80
Para proceder con el desarrollo del concepto de diseño, se debe de entender en principio el
Sistema de Combustible. La alimentación de combustible a ambos motores se efectúa por medio
de un sistema que consiste en un tanque con un reservorio que es llenado por gravedad, y un
sistema de suministro de dos bombas colocadas en el reservorio. Este sistema es de flujo cruzado,
el cual permite abastecer ambos motores desde un mismo tanque. Adicionalmente esta aeronave
cuenta con un tanque al centro de las alas que proporciona combustible directamente a la línea de
abastecimiento de ambos motores sin tener que pasar por el sistema de flujo cruzado.
El tanque central posee dos bombas colocadas en serie para generar una presión mayor que la de
los tanques principales, asegurando el uso de su combustible aún con las bombas principales
operando. Se tiene una bomba de arranque de 28 V DC, que se encuentra en el tanque derecho y
se usa para poner en marcha el APU o los motores cuando no hay corriente alterna disponible. La
capacidad estándar de combustible para la familia de aeronaves MD-80 es de 5,840 U.S. Gal
(22.106 m3, 22,106 L).
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
La importancia del control del combustible del APU en el sistema de control ambiental radica en la
necesidad de mantener íntegro el suministro de respaldo de este sistema. Para ello contar con una
fuente auxiliar de energía eléctrica y energíaneumática, es indispensable. La potencia auxiliar es
proporcionada por el APU, que se localiza bajo la parte delantera en la sección trasera de
accesorios, que consta de una turbina de gas de una sola flecha, con un compresor centrífugo de
dos pasos, una cámara de combustión y una turbina de flujo axial. El APU opera con un flujo de
aire de 106 lb/min a 48 PSIG al nivel del mar, a 103°F (39.4°C). Se trata entonces, de una fuente
de poder que requiere únicamente suministro de combustible y de energía eléctrica para operar.
Las Unidades de Potencia Auxiliar (APU, por sus siglas en ingles) utilizadas por las aeronaves MD-
80 pertenecen a la serie GTCP85 fabricadas por el fabricante Honeywell. Es importante resaltar
que la potencia neumática generada se utiliza para el arranque de los motores principales de la
aeronave, aire acondicionado, presurización de la cabina y para el proceso de enfriamiento del
propio aceite del APU. Cuando se está haciendo una parada de tránsito y no se cuenta con fuentes
externas eléctricas ni neumáticas, el APU será el único medio que hará posible arrancar
nuevamente los motores y mantener la cabina con suministro de energía eléctrica.
A grandes rasgos, el sistema de combustible
del APU consta de una bomba de engranes
que recibe combustible a baja presión y lo
descarga en la línea de una boquilla
(cabezal). El combustible se atomiza desde el
cabezal de distribución (boquilla) en gotas
muy finas, el aire que fluye a través de los
orificios del ducto de la cámara de
combustión evapora el combustible y la bujía
hace la ignición de la mezcla. La bomba de
combustible está diseñada para desplazar
una cantidad mayor de combustible de la que
requiere originalmente el APU, con el fin de
mantener condiciones óptimas de operación.
FIG. 7 LOCALIZACIÓN DEL APU
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
En el cabezal de distribución de combustible se encuentra un atomizador (nariz de distribución)
que es el que se encarga de difuminar el mismo, este atomizador es a la vez un divisor de flujo
debido a que durante el encendido, el flujo de aire es muy bajo y el combustible debe salir del
atomizador en partículas muy pequeñas a evaporarse rápidamente, ante esto, se requiere un
orificio muy pequeño. Cuando el encendido se ha llevado a cabo, este orificio ya no es suficiente y
se requiere uno mayor para que la aceleración tenga lugar y los parámetros operacionales se
mantengan. Debido a que la flama debe encontrarse precisamente en el centro geométrico de la
cámara de combustión un orificio se encuentra dentro del otro y ambos están separados por una
pequeña válvula de alivio. En el proceso de encendido, el combustible se atomiza por el orificio
pequeño (primario), cuando la presión aumenta, la válvula se abre y permite el flujo de combustible
por el orificio mayor (secundario).
FIG. 8 DESPIECE DEL ENSAMBLE DEL ATOMIZADOR DE COMBUSTIBLE
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FIG. 9 DESPIECE DEL DUCTO DE LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN
2.3 Sistema Hidráulico
El avión posee dos sistemas hidráulicos separados que operan a 3,000 PSL, se accionan por una
bomba de pistones de desplazamiento variable movida por uno de los motores. Ambos sistemas
son totalmente independientes solo que el sistema derecho incluye una bomba auxiliar accionada
eléctricamente. Se cuenta con una unidad de transferencia de potencia hidráulica reversible
instalada entre los dos sistemas para conectarlos mecánicamente y proporcionar un sistema
alterno de operación del tren de aterrizaje, junto con algunas operaciones de mantenimiento.
APU
23
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Este sistema es capaz de transferir presión de un sistema a otro en caso de que se presente una
falla (siempre y cuando no sea una fuga) en alguno de los dos.
Bomba de Impulso 5 gpm a 30 psig
Flojometro 5 a 400 pph con 0.5% de precisión
Restrictor de flujo de combustible 159 a 161 lb/hr en 100 psig
Accesorio del banco de pruebas P/N 281600-6-1
Adaptador del atomizador de combustible P/N 283236-1-1
Probador de boquilla de combustible P/N 285496-1-1
Tubo de la boquilla del adaptador principal P/N 288468-1
Manómetros 0 a 600 psig rango 2.0 psig de precisión
0 a 100 psig rango 0.5 psig de precisión
0 a 500 psig rango 1.0 psig de precisión
Filtro de alta presión 10 micrones o más pequeño
Bomba de alta presión 2 gpm a 600 psid
Lámpara/reflector 500 watts
Kit para checar de fugas P/N 2024503-1
Filtro de baja presión 10 micrones
Empaques P/N AS568-904
P/N M83248/1-011
P/N S9413-010
P/N S9413-011
Componentes adicionales:
Válvula de cierre primario
Transportador de 180°
Deposito de 50 Galones
Válvula de cierre secundaria
Válvulas de cierre
Bloque de prueba para alivio de la presión y divisor de fluido P/N 2024189-1
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2.4 Descripción del proceso para realizar la prueba en el Atomizador de Combustible
Procedimiento tomado del Manual de Mantenimiento del Componente.
1. D.
(1) Mientras el regulador de presión del combustible está suficientemente abierto, encender la
bomba de impulso y la bomba de alta presión y la válvula de cierre. Ajustar el regulador de presión
del combustible (presiones especificadas), posteriormente:
a) Medir y registrar el flujo divisor de presión de la válvula de apertura y la velocidad de flujo
del total del atomizador de combustible.
b) Ajustar el regulador de presión para reducir el combustible de entrada de 4 a 6 (psig)
debajo del divisor de flujo de presión de la válvula de apertura e incrementar del 8 al 12
psig de presión sobre el flujo divisor de la válvula de apertura. El flujo divisor deberá estar
abierto a las presiones especificadas.
c) Si la presión de apertura está fuera de los límites, ajustar el flujo divisor de cuña de
espesor (todo excepto….) si la apertura de presión se encuentra fuera de los limites, ajuste
las lainas de la válvula del flujo divisor.
NOTA: Ajustar el espesor de las lainas aumentar o disminuir la presión de la válvula de apertura.
Añadir lainas para el aumento de presión. Remover las lainas para disminuir la presión.
d) Ajustar el regulador de presión en la secuencia de la prueba y registrar la velocidad del
flujo. Si la velocidad del flujo no es específica remplazar la válvula del divisor de flujo.
e) Ajustar el regulador de presión del combustible a cero, cerrar la válvula de cierre, apagar la
bomba impulsora (2) y la bomba de alta presión (5).
(2) Realizar la comprobación de ángulo de pulverización en la válvula del flujo divisor de presión de
la válvula de apertura de acuerdo a lo siguiente:
a) Encender la bomba de impulso, bomba de alta presión, abrir la válvula de cierre y ajustar el
regulador de presión del combustible a la una presión de entrada de 4 a 6 psig de presión
abajo del flujo divisor de la válvula de apertura e incrementar la presión de 8 a 12 psig de
presión sobre el flujo divisor de la válvula de apertura del flujo como en la figura 702.
b) Debe de crearse un patrón de roseado en forma de cono manteniéndose constante y
uniforme como lo especifica el patrón b. ningún chorro sólido o combustible está permitido
ninguna discontinuidad en el patrón de atomizado patrones está permitido (ver patrón
admisibles en el Manual de Mantenimiento).
c) Ajustar el regulador de presión para reducir la entrada de presión del combustible a 25psig.
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d) Cada ángulo medido de la línea central deberán compararse dentro de 3 grados.
e) Si el ángulo del espray no está dentro de los límites especificados, remplazar el juego de
platos.
(3) Realizar la siguiente prueba de patrones de atomizado:
a) Encender la bomba de impulso, bomba de alta presión y la válvula de cierre (8).
NOTA: Si observa que escupe, raya o burbujea durante las condiciones de la prueba, use el aire
limpio filtrado para quitar el combustible acumulado dentro de la boquilla mojada y revisar sobre las
superficies del juego de platos externos, verifique:
3.1. Si cesa el burbujeo por completo entonces la acumulación del combustible y la
pulverización fue aceptada.
3.2. Si el problema no cesa rechace el atomizador de combustible.
b) Ajustar el regulador de presión para aplicar de 9 a 11 psig a la de presión de entrada, el
patrón de atomizado deberá ser constante y uniforme. Este no debe de burbujear, ni
escupir ni rayar por encima del atomizador de combustible, ningún chorro solido de
combustible está permitido.
c) Durante la prueba no debe haber ninguna variación si algún cambio es observado durante
la prueba de atomizado, el ángulo del asperción o las fluctuaciones de la presión son
mayores de 15 psig, remplace el juego de platos (65, 65ª, 65B, IPL).
d) Remplace los platos (30 a 60)si se observa que el patrón de atomizado o las fluctuaciones
de presión de entrada son insatisfactorios de acuerdo a él manómetro del combustible.
e) Remplace la válvula divisora de flujo (100 a 100H) Si la apertura de la presión no está
dentro de los limites especificados, repita la prueba si es requerido el remplazo de la parte.
En las siguientes fotos se muestran los componentes del banco de pruebas:
FIG. 10 NARIZ DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE
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FIG. 11 VISTA SUPERIOR DE LA NARIZ DE DISTRIBUCIÓN ACOPLADO CON LA TAPA SUPERIOR
FIG. 12 VISTA SUPERIOR DE CONTENEDOR
FIG. 13 HABITÁCULO DEL CONTENEDOR EN EL BANCO DE PRUEBAS
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2.5 Arreglos de dispersión del Atomizador de Combustible
FIG. 14 ARREGLOS DE DISPERSIÓN DEL CABEZAL
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2.6 Modelado geométrico de la propuesta de diseño
Para el desarrollo de este proyecto se está tomando en cuenta el banco de pruebas con el que
actualmente cuenta esta aerolínea para llevar a cabo esta prueba, que de acuerdo a la información
proporcionada fue construido con recursos de la misma, cumpliendo con las especificaciones que
solicita el fabricante para la realización de la prueba de la nariz de descarga.
Al inicio de este capítulo se plantea la problemática de la carencia de un sistema de medición
angular en la cámara de descarga por lo que se espera resolver dicho problema con lo que aquí se
aporte y brinde un valor agregado a esta prueba.
A continuación se dará a conocer el procedimiento seguido para el diseño del dispositivo de
medición angular en base al equipo con el que se cuenta y cumpliendo con las especificaciones del
fabricante sobre los valores máximos que la prueba arrojara.
Con los datos obtenidos, se genero una propuesta con el objetivo de satisfacer la necesidad actual
del banco de pruebas, Primero se hará la descripción del dispositivo de manera general y la de
cada uno de sus componentes, para posteriormente presentar los planos de cada componente así
como su representación en un software PLM, en este caso CATIA V5R20.
La meta principal de este trabajo es habilitar el banco de pruebas con el que cuenta la aerolínea,
ya que actualmente un procedimiento tan simple pero de gran importancia, se lleva a cabo por
empresas externas, generando un costo mayor y retrasando el manejo de tiempos operacionales
de la parte, incrementando sus costos operacionales y derivando en pérdidas para la empresa.
Planteamiento y análisis de necesidades.
Cualquier dispositivo u componente que forma parte de los sistemas de una aeronave, debe ser
sometido a un mantenimiento de acuerdo a un manual, cumpliendo con todos los requerimientos
de este. Llevado a cabo el mantenimiento o simplemente por periodo operacional, se debe realizar
una prueba operacional para verificar su correcto funcionamiento, si es necesario un ajuste o
determinar si existe una falla que requiera reparación.
Para comprobar el correcto funcionamiento en el FCU del APU de MD-80 existen tres alternativas
posibles.
La primera es conocida como prueba de sito, esto se refiere a que el FCU es instalado en el APU,
siendo esta es la validación más usual pero presenta inconvenientes.
La prueba no puede ser realizado en condiciones extremas ni de manera completa debido
a que el APU trabaja bajo ciertas condiciones y el sobrepasarlas implica daños y la
disminución de su vida útil.
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El APU debe arrancarse en dos ocasiones: la primera para ajustar la presión de apertura y
la segunda para ajustar el gobernador, suponiendo que los valores son los correctos de lo
contrario implicaría un arranque más. El arrancar el APU implica que los materiales sean
sometidos a esfuerzos debido al choque térmico además que se puede realizar un
arranque en caliente lo que provocaría un esfuerzo mayor lo que se traduce en disminución
de la vida útil.
El combustible que se quema durante la prueba es un costo de operación de las aeronaves
y no contribuye en esta acción, en el caso de un FCU no pase la prueba el combustible se
rechaza en su totalidad.
La segunda opción es la adquisición del equipo para desarrollar la prueba. El banco de pruebas
que determina el manual de dicho componente tiene un costo elevado aproximado de $470,000
USD.
La tercera y elegida por la aerolínea es el diseño y construcción de su propio equipo de pruebas,
esto implica una disminución en el costo y que este se diseñe y construya de acuerdo a las
necesidades de la empresa siempre y cuando cumpla con las especificaciones para efectuar las
pruebas pertinentes.
El desarrollo de la prueba fue mencionado anteriormente así como todos los componentes
necesarios, al ser un banco de pruebas se tiene la ventaja que los valores de los sistemas se
pueden varias tales como:
El Control Neumático.
Aire a presión de 0 a 35 PSI.
Control Mecánico.
Fuente de energía motriz, variable de 50 a 4200 RPM.
Dando como resultado la variación de la presión de entrada de combustible en el atomizador y de
ángulo de aspersión, esto también implica que esta prueba se puede realizar en varios modelos de
atomizadores de combustible.
Numero de Parte.
o 75076.
o 899981.
o 3601193.
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
Dada la situación actual del equipo la prueba puede realizarse sin ningún inconveniente puesto que
cuenta con los elementos necesarios para llevarla a cabo a excepción de la medición del ángulo de
atomizado una parte fundamental en la cámara de descarga para determinar la condición del
componente.
Sistema de Descarga.
Esta investigación se centra en este sistema que es el encargado de la descarga del flujo de
combustible desde el atomizador a la cámara de descarga y posteriormente a línea de retorno.
El atomizador cuenta con un puerto de entrada donde se conecta la línea de suministro desde el
FCU y una salida que consta de dos boquillas concéntricas que dispersan el combustible.
Este combustible atomizado se debe someter a una medición angular y tiene que ser recogido
para enviarse de nuevo hacia el reservorio. La medición tomada del ángulo de aspersión del
combustible determina si el atomizador este tiene un funcionamiento adecuado o carece de él.
Para la fabricación de la cámara de descarga se deben tener en cuenta las dimensiones de la cara
del atomizador pues son necesarias para su diseño y construcción. Una vez construida la cámara
de descarga el atomizador es ensamblado en la cara superior por medio de tres pernos. En la zona
de contacto se usa un anillo metálico y un empaque que tienen la función de sello.
Al contar ya con la cámara de descarga a continuación se dará una descripción de ella junto con
los componentes que la conforman para realizar la optimización, continuación se presentan los
demás componentes:
Cámara de Descarga
Esta tiene una forma tipo “caja” su base es un cuadrado de 30.5cm por lado con una altura de
45cm. Cuenta con 3 ventanas una en la cara frontal y las otras 2 en las caras laterales.
En la cara superior tiene un orificio, en este se coloca una tapa que cuenta con los barrenos para
la fijación del atomizador.En la cara inferior tiene un orificio circular que forma parte del drenado de
combustible.
El material del que se encuentra construido la cámara de descarga es una placa de acero de
42mm de espesor, esto debido a las propiedades de este metal, su dureza y resistencia son
adecuadas para llevar a cabo las pruebas ya que la presión a la que será atomizado el combustible
será como máximo 300 psi esto implica que un material muy blando o delgado puede ser perforado
por la presión ejercida sobre el fluido (combustible Jet A1), y la acides del mismo contribuye a la
corrosión sobre el metal.
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Propiedades Físicas del acero;
Densidad ρ = 7.7 a 8.1 [kg/dm3].
Módulo de elasticidad E=190 a 210 [GPa].
Relación de Poisson ν = 0.27 a 0.30.
Conductividad térmica κ = 11.2 a 48.3 [W/mK].
Expansión térmica α = 9 a 27 [10-6
/ K].
Características del Jet A1:
JET A-1
Densidad 775-840 Kg/m3 a 15 ºC
Viscosidad cinemática 1-2 mm2/s a 40 ºC
Densidad de vapor (aire = 1) > 5
Conductividad eléctrica 50-450 pS/m.
Punto de inflamación 38 ºCminimo (Abel, Setaflash)
Límite de inflamabilidad superior Aprox. 6 % (v/v)
Límite de inflamabilidad inferior Aprox. 1 % (v/v)
Temperatura de auto ignición > 220 ºC
Propiedades explosivas Puede formar mezclas vapor-aire
Inflamables/explosivas.
Propiedades oxidantes No.
Solubilidad en agua Datos no disponibles.
Coeficiente de partición Datos no disponibles.
Noctanol/agua
Grado de evaporación Datos no disponibles
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FIG. 15 CÁMARA DE DESCARGA DE COMBUSTIBLE
Tapa Superior.
Material.
De igual manera que la cámara de descarga, la tapa está hecha de placa de acero de 4.2mm de
espesor.
Dimensiones y forma.
La tapa cuenta con una forma cuadrada con las esquinas redondeadas con un largo de 22.5cm
cuenta con barrenos (A) en el perímetro cuya función es la de permitir el paso del perno para su
fijación con el resto de la cámara de descarga, el barreno (B) es donde se coloca la nariz de
descarga y en los barrenos (C), se colocan los elementos de fijación.
Función.
Como su nombre lo indica una de sus funciones es el tapar la cámara de descarga y evitar que el
combustible salga durante la prueba, pero la función primordial es que soporta la nariz de descarga
ya que sobre esta es fijada como anteriormente se menciono.
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
FIG. 16 TAPA SUPERIOR DE LA CÁMARA DE DESCARGA
Ventanillas.
Material
El marco fue construido de placa de acero de 4.2mm al igual que la cámara de descarga y la tapa
superior, y en la parte central tiene vidrio de 6mm de espesor.
Dimensiones y Forma.
El marco de las ventanillas tiene una forma cuadrada de 22cm x 22cm y 1.5 de ancho, cuenta con
una ceja de 0.5cm de espesor que es la que se coloca dentro del corte de la cámara de descarga,
son fijadas por medio de tornillería y en la parte central se coloca un cristal de 21cm x 21cm.
Función.
Para observar dicha prueba se cuenta con la ventanilla frontal también existían dos laterales. La
ventanilla del lado derecho sirve para permitir el paso de la luz generada por el reflector de 500w y
la ventanilla del lado izquierdo cuenta con mica opaca que impide el paso de la luz de manera
directa.
A C B
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
FIG. 17 VENTANILLA DE LA CÁMARA DE DESCARGA
Tapa Inferior
Material.
Placa de acero de 4.2mm de espesor, tubo D= 1”1/4
Dimensiones y Forma.
Consta de un circulo de 10.4cm de diámetro en la parte central tiene un orificio de 3cm donde se
encuentra soldado el tubo con 3 cm de largo este cuenta con una rosca estándar con 6 hilos por
pl., cuenta con barrenos en el perímetro para su fijación a la cara inferior.
Función.
En esta tapa sirve para la conexión de la línea que redirigirá el combustible al tanque.
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
FIG. 18 TAPA INFERIOR DE LA CÁMARA DE DESCARGA
Una vez que se dio a conocer los elementos que conforman la cámara de descarga, pasaremos a
la modificación de algunas partes por la adición del sistema de medición angular.
OPTIMIZACIÓN DEL SISTEMA DE MEDICIÓN.
Como se mostro en el estado del arte hay distintos sistemas con variados componentes desde lo
más básico hasta algunos que cuentan con la tecnología más avanzada que disminuye
ampliamente el margen de error, pero el costo es muy elevado en estos casos.
Previo al desarrollo de dicho dispositivo se realizo una breve encuesta entre los técnicos que
laboran en el departamento de accesorios de distintas empresa, sobre el tipo de dispositivo con el
que prefieren trabajar. Un dispositivo de tecnología media que necesitaría capacitación para su
uso, o uno manual que con una breve explicación pudiera usarse, la conclusión fue el dispositivo
manual además de ser una gran ventaja debido a su bajo costo por lo cual se desarrollo lo
siguiente.
El dispositivo consta básicamente de 2 comparadores unidos por un perno por su parte media
permitiendo su desplazamiento de apertura y cierre, y una escala fija para determinar el ángulo de
amplitud durante la aspersión del combustible.
La cara superior de la cámara de descarga es la zona más viable para la colocación de la escala y
el dispositivo de medición, de esta manera los comparadores se colocaran frente a la nariz de
descarga con la altura similar dando como resultado una medición con un menor margen de error,
beneficia a la apreciación de la medición y la manipulación de los comparadores haciéndolas más
fácil y cómodas para el operario.
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
Junta
A petición de la empresa dueña del banco de pruebas la altura a la que se colocara el atomizador
con respecto al resto de los elementos de la cámara de descarga debe varias 2” esto bajo la
justificación de que esto mejoraría la perspectiva que tendrá el operario durante la prueba por lo
que se procedió al diseño de un elemento de separación.
Diseño.
Al ser la tapa superior el elemento en el cual es montado el aspersor y a su vez la tapa es un
elemento móvil dentro de la cámara de descarga se determino la implementación de un elemento
de separación entre estos. El elemento de separación (junta) se diseño en base a la forma con la
que cuenta el orificio de la cara superior la cámara de descarga, dimensiones y forma de la tapa,
pero manteniendo la zona donde se fija el atomizador igual que en un principio. Su forma exterior
consta de una base de 22.5 por lado con las esquinas redondeadas y una altura de 5.4cm.
Material.
Al ser un elemento que se encuentra entre dos placas de acero debe estar construido de un
material resistente a la compresión que generaran los elementos de sujeción (pernos) que es de
50lb/in2 sobre las placas y estas a la junta, además de tener el riesgo de estar en continuo contacto
don el combustible usado durante la prueba. Tomando de referencia estas condiciones se llego a
la conclusión de que el material con las mejores propiedades para estas condiciones seria el
concreto polimérico.
Propiedades del concreto polimérico
1.- Resistencia a la compresión
2.- Resistencia a la tensión
3.- Resistencia a la flexión
4.- Peso especifico
5.- Modulo de elasticidad
6.- Absorción de agua
7.- Conductividad térmica
8.- Resistencia a la abrasión
9.- Resistencia a la temperatura
10.- Resistencia a la corrosión
11.- Resistencia a ácidos
12.- Resistencia a álcalis
13.- Exposición a carga máxima
900 a 1350 kg/cm2
120 a 190 kg/cm2
190 a 300 kg/cm2
1.8 a 2.3 kg/dm2
aprox. 00-350x10 3 kp/cm2
0.3 al 0.6%
0.8-2 kcal/mh 0c
0.025 cm3/cm2 (din 52 108)
-40 0c a 100 0c
Excelente
Excelente
Excelente
1-3 días
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
FIG. 19 JUNTA
Comparadores.
Los comparadores como su nombre lo indica tienen como función el comparar el ángulo de
amplitud durante la aspersión contra la escala (trasportador). Estos serán manipulados
manualmente por el operario.
Para lograr un desempeño óptimo de estos se tomaron en cuenta varios factores como; el ángulo
mínimo y máximo que se debe medir, el tamaño de la cámara de descarga, y las acides del
combustible ya que provoca corrosión o de laminación dependiendo el material expuesto.
Diseño.
Para determinar el diseño se considero el ángulo máximo de aspersión de los atomizadores que es
de 100°, lo ancho de la cámara de descarga, la altura a la que se encuentra la nariz de descarga,
la modificación de la altura debido a la junta, función a desempeñar y el ambiente circundante.
Por lo tanto para determinar el tamaño se calculo mediante funciones trigonométricas en base a las
medidas disponibles.
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
Distancia del centro de la cámara de descarga a las paredes laterales= 15.25
Ángulo máximo de amplitud de aspersión= 100°
Tolerancia por Anomalía= 10°
Valor total del ángulo partir del centro la cámara= 55°
De acuerdo a los datos con los que contamos el seno es la función que nos servirá para determinar
la longitud de los comparadores que se encontrara dentro de la cámara de descarga.
Datos. Formula
Ca= 14.55cm
FIG. 20 REPRESENTACIÓN GEOMÉTRICA PARA EL CÁLCULODE LONGITUD DEL COMPARADOR
Formula Desarrollo
Hip= 17.762cm
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
Al ser el resultado de la longitud interna de 17.762cm,se determino una longitud del doble para que
su centro de gravedad sea en la parte central donde se realizara un barreno de 3/16” será en
pulgadas debido a que las medidas más comunes en pernos son en sistema ingles, por lo tanto la
tendrá como forma final la de un prisma rectangular con una base de 0.5cm de largo por 0.4cm
ancho y una altura de 35.5cm con las esquinas redondeadas
Material
Se construirá de concreto polimerico, esto debido a su forma y a la exposición continua al
combustible, aunque no estará expuesto a ninguna carga pero su continua manipulación
contribuye al desgaste y el barreno que se colocara en la parte central debilita su estructura.
FIG. 21 FORMA DE LOS COMPARADORES
Transportador
Al ser una escala tiene como función para determinar el desplazamiento de los comparadores en
este caso en grados al ser un movimiento angular.
Se construyo de acrílico transparente de 5mm de grosor y 210cm de largo. La elección del material
fue basado en su función ya que solo servirá como referencia para la medición del ángulo de
aspersión, no estará en contacto con el fluido además de ser ligero maleable y económico.
40
OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
Dimensiones y forma.
Este cuenta con una escala de 180°, pero se encuentra divida en dos secciones de 90° hacia
ambos lados, en la parte inferior cuenta con 2 placas que sirven para la fijación a la tapa a través
de tornillos, Fue diseñado a partir de la longitud de la tapa superior y el largo de los comparadores
de esta manera será más fácil para el operario observar la escala tratando de evitar cualquier error
de paralaje.
FIG. 22 TRANSPORTADOR
Modificaciones realizadas a la cámara de descarga y a los elementos que la componen.
Elementos de sujeción
Se enlistan aquí:
MS 200 36 – 20 (8 elementos)
Perno de cabeza hexagonal de 3/8 de diámetro, barril de 2”, longitud total de 2.672”
MS 20501-624
Tuerca hexagonal libre referida a ese número de parte
41
OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
Cámara de descarga
En esta se cancelo la ventana lateral del lado izquierdo ya que no contribuía en nada al proceso si
no todo lo contrario permitía el paso de la luz externa y también perdida de luz del reflector
colocado en la ventanilla derecha.
FIG. 23 CÁMARA DE DESCARGA
Tapa Superior
En la parte media se maquino una ranura para el desplazamiento de los comparadores, en la parte
inferior se remacho una lamina con forma angular “L” de 0.3cm de espesor cuenta con un barreno
a la mitad de la parte perpendicular a la tapa, en este se colocara un perno el cual tiene la función
de sujetar y permitir el movimiento angular de los comparadores, también se agregaron 2 barrenos
detrás de la ranura, para colocar la escala donde se medirá la amplitud del asperjado.
42
OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
FIG. 24 TAPA SUPERIOR MODIFICADA
Finalmente el dispositivo de medición se
instala en la tapa superior mediante pernos y
tuercas libres este puede ser removido en
cualquier momento. La operación del mismo
consta de la manipulación manual por parte
del operario encargado de observar la prueba
realizada a los atomizadores. Debe mover
los comparadores a la misma amplitud que
genere el combustible al ser asperjado, y
observar en que ángulo se encuentran en ese
momento para posteriormente comparar con
los datos del atomizador que se está
probando en ese momento y verificar si
quedo dentro del rango permitido para seguir
operando o se encuentra fuera de límites y
tiene que ser mandado a calibrar.
FIG. 25 ENSAMBLE FINAL CON LA PROPUESTA DE LAOPTIMIZACIÓN DE DISEÑO
43
OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
A continuación se presenta una representación virtual de la operación del componente, simulando
la utilización por el usuario final.
FIG. 26 REPRESENTACIÓN DEL ENTORNO OPERACIONAL DEL COMPONENTE
FIG. 27 ENSAMBLE FINAL EN EL HABITÁCULO DEL BANCO DE PRUEBAS
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
CAPÍTULO 3. ANÁLISIS Y SIMULACIONES
3.6 Definición del tipo de Simulación Virtual
Ante la complejidad de plantear de manera completa el entorno de la simulación solo se muestra
un análisis modal de la cámara de descarga de la nariz de distribución de combustible.
FIG. 28 ENSAMBLE DE LA CÁMARA DE DESCARGA
45
OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
3.2 Cargas aplicadas
Definición del sistema de unidades para la simulación:
UnitSystem Metric (cm, g, dyne, s, V, A) Degrees rad/s Celsius
Angle Degrees
RotationalVelocity rad/s
Temperature Celsius
Los soportes de la cámara de descarga, serán interpretados como soportes, ya que están en
contacto con el habitáculo del banco.
3.3 Análisis Estructural Modal mediante Elemento Finito
Datos de la Geometría.
ObjectName Geometry
State FullyDefined
Definition
Source C:\Users\Alumno\Downloads\1er_ensamble05.stp
Type Step
LengthUnit Meters
Element Control ProgramControlled
Display Style Body Color
Bounding Box
Length X 31.854 cm
Length Y 30.954 cm
Length Z 59.02 cm
46
OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
Properties
Volume 2909.2 cm³
Mass 22837 g
Scale Factor Value 1.
Statistics
Bodies 10
Active Bodies 3
Nodes 24976
Elements 11506
MeshMetric None
Partes del Ensamble.
ObjectName Tapa01 Tapon_drenado Tapa_Drenado Palpador01 Contenedor
State Meshed Suppressed Meshed
GraphicsProperties
Visible Yes No Yes
Transparency 1 1
Definition
Suppressed No Yes No
StiffnessBehavior Flexible
Coordinate System Default Coordinate System
Reference Temperature By Environment
47
OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
Material
Assignment Structural Steel
NonlinearEffects Yes
ThermalStrainEffects Yes
Bounding Box
Length X 25.5 cm 3.8 cm 10.4 cm 0.4 cm 30.5 cm
Length Y 25.5 cm 4.3879 cm 10.4 cm 14.5 cm 30.561 cm
Length Z 3.92 cm 4.36 cm 3.55 cm 24.749 cm 45. cm
Properties
Volume 248.28 cm³ 21.448 cm³ 54.932 cm³ 5.6291 cm³ 2361.4 cm³
Mass 1949. g 168.37 g 431.22 g 44.188 g 18537 g
Centroid X -1.5183 cm 9.2499 cm 9.25 cm -1.357 cm -1.2436 cm
Centroid Y 6.2022e-004 cm -8.3508 cm -8.3502 cm 7.5041e-017
cm -1.1482 cm
Centroid Z 41.645 cm -2.9251 cm -0.91594
cm 39.71 cm 18.816 cm
Moment of Inertia
Ip1 96223 g·cm²
466.35
g·cm²
2644.8
g·cm² 2994.2 g·cm²
6.6414e+006
g·cm²
Moment of Inertia
Ip2 98375 g·cm²
466.41
g·cm²
2644.8
g·cm² 2993.9 g·cm²
6.8781e+006
g·cm²
Moment of Inertia
Ip3
1.943e+005
g·cm²
434.15
g·cm²
4581.6
g·cm² 1.5107 g·cm²
4.8863e+006
g·cm²
Statistics
Nodes 5968 0 17930
Elements 2716 0 8680
MeshMetric None
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
Simulación.
ObjectName Perno_Tapa Palpador Nut Part11 Junta
State Suppressed Meshed
GraphicsProperties
Visible No Yes
Transparency 1
Definition
Suppressed Yes No
StiffnessBehavior Flexible
CoordinateSystem Default CoordinateSystem
Reference
Temperature ByEnvironment
Material
Assignment Structural Steel
NonlinearEffects Yes
ThermalStrainEffects Yes
Bounding Box
Length X 0.96869 cm 0.4 cm 0.635 cm 14.708 cm 25.5 cm
Length Y 1.1138 cm 0.5 cm 0.73323 cm 14.708 cm 25.5 cm
Length Z 5.58 cm 28.5 cm 0.4 cm 0.2 cm 2. cm
Properties
Volume 1.39 cm³ 5.6291 cm³ 9.0217e-002
cm³
16.183
cm³ 299.53 cm³
Mass 10.912 g 44.188 g 0.7082 g 127.04 g 2351.3 g
Centroid X -6.75 cm -1.757 cm 4.85 cm 9.2521 cm -1.5573 cm
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
Centroid Y -11.2 cm -8.3957e-017
cm -8.35 cm
-8.3521
cm -7.8265e-015 cm
Centroid Z 42.553 cm 39.71 cm 1.2 cm -0.1 cm 42.88 cm
Moment of Inertia Ip1 34.263 g·cm² 2994.2 g·cm² 3.6471e-002
g·cm²
872.14
g·cm²
1.9866e+005
g·cm²
Moment of Inertia Ip2 34.263 g·cm² 2993.9 g·cm² 3.6471e-002
g·cm²
872.14
g·cm²
2.1152e+005
g·cm²
Moment of Inertia Ip3 0.62959
g·cm² 1.5107 g·cm²
5.3938e-002
g·cm²
1743.4
g·cm²
4.0862e+005
g·cm²
Statistics
Nodes 0 1078
Elements 0 110
MeshMetric None
Contactos entre partes.
ObjectName ContactRegion ContactRegion
2
ContactRegion
3
No Separation -
Tapa01 To
Junta
ContactRegion
5
State Suppressed FullyDefined Suppressed
Scope
ScopingMethod GeometrySelection
Contact 1 Face 2 Faces 1 Face No Selection
Target No Selection 1 Face No Selection
ContactBodies Tapa01 Tapon_drenado
Target Bodies Palpador01 Perno_Tapa Palpador Junta Tapa_Drenado
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
Definición de regiones de contacto.
ObjectName ContactRegion ContactRegion
2
ContactRegion
3
No Separation -
Tapa01 To
Junta
ContactRegion
5
State Suppressed FullyDefined Suppressed
Definition
Type Bonded No Separation Bonded
ScopeMode Automatic
Behavior ProgramControlled
Suppressed No
Advanced
Formulation ProgramControlled
DetectionMethod ProgramControlled
Normal Stiffness ProgramControlled
UpdateStiffness ProgramControlled
Pinball Region ProgramControlled
Especificaciones de la Malla.
ObjectName Mesh
State Solved
Defaults
PhysicsPreference Mechanical
Relevance 0
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
Sizing
Use AdvancedSizeFunction Off
Relevance Center Coarse
ElementSize Default
InitialSizeSeed Active Assembly
Smoothing Medium
Transition Fast
SpanAngle Center Coarse
MinimumEdgeLength 6.4636e-003 cm
Inflation
Use AutomaticInflation None
InflationOption SmoothTransition
Transition Ratio 0.272
MaximumLayers 5
GrowthRate 1.2
InflationAlgorithm Pre
View AdvancedOptions No
PatchConformingOptions
TriangleSurfaceMesher ProgramControlled
Advanced
ShapeChecking Standard Mechanical
ElementMidsideNodes ProgramControlled
StraightSidedElements No
Number of Retries Default (4)
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
Extra RetriesForAssembly Yes
RigidBodyBehavior DimensionallyReduced
MeshMorphing Disabled
Defeaturing
PinchTolerance Please Define
GeneratePinchonRefresh No
AutomaticMeshBasedDefeaturing On
DefeaturingTolerance Default
Statistics
Nodes 24976
Elements 11506
MeshMetric None
Tamaño de elemento.
ObjectName HexDominantMethod Sizing FaceSizing
State Suppressed
Scope
ScopingMethod GeometrySelection
Geometry 1 Body No Selection 3 Faces
Definition
Suppressed Yes
Active No, Suppressed
Method HexDominant
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
ElementMidsideNodes Use Global Setting
Free FaceMeshType Quad/Tri
Control Messages Yes, ClickToDisplay...
Type ElementSize
ElementSize 0.5 cm
Behavior Soft
FIG. 29 MALLA DEL ENSAMBLE
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
Definición de la Simulación.
ObjectName Modal (A5)
State Solved
Definition
PhysicsType Structural
AnalysisType Modal
Solver Target Mechanical APDL
Options
EnvironmentTemperature 22. °C
Generate Input Only No
Condiciones Iniciales
ObjectName Pre-Stress (None)
State FullyDefined
Definition
Pre-Stress Environment None
Configuración del Análisis.
ObjectName AnalysisSettings
State FullyDefined
Options
Max ModestoFind 6
LimitSearchtoRange No
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
SolverControls
Damped No
SolverType ProgramControlled
RotordynamicsControls
CoriolisEffect Off
Campbell Diagram Off
Output Controls
Stress No
Strain No
Nodal Forces No
CalculateReactions No
General Miscellaneous No
Analysis Data Management
Solver Files Directory F:\contenedor_files\dp0\SYS\MECH\
FutureAnalysis None
ScratchSolver Files Directory
Save MAPDL db No
DeleteUnneeded Files Yes
SolverUnits Active System
SolverUnitSystem cgs
Cargas.
ObjectName FixedSupport FrictionlessSupport
State FullyDefined
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
Scope
ScopingMethod GeometrySelection
Geometry 2 Faces 23 Faces
Definition
Type FixedSupport FrictionlessSupport
Suppressed No
Solución.
ObjectName Solution (A6)
State Solved
AdaptiveMeshRefinement
Max RefinementLoops 1.
RefinementDepth 2.
Information
Status Done
Modos de Vibración:
Mode Frequency [Hz]
1. 234.7
2. 302.69
3. 315.81
4. 410.35
5. 462.68
6. 526.31
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
ObjectName SolutionInformation
State Solved
SolutionInformation
Solution Output Solver Output
Newton-RaphsonResiduals 0
UpdateInterval 2.5 s
DisplayPoints All
FE ConnectionVisibility
ActivateVisibility Yes
Display All FE Connectors
DrawConnectionsAttachedTo AllNodes
Line Color ConnectionType
Visible onResults No
Line Thickness Single
DisplayType Lines
Resultados.
ObjectName Total
Deformation
Total
Deformation 2
Total
Deformation 3
Total
Deformation 4
Total
Deformation 5
State Solved
Scope
ScopingMethod GeometrySelection
Geometry AllBodies
58
OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
Definition
Type Total Deformation
Mode 1. 2. 3. 4. 5.
Identifier
Suppressed No
Results
Minimum 0. cm
Maximum 2.3389e-002
cm
3.6965e-002
cm
3.8623e-002
cm
3.5359e-002
cm
3.4751e-002
cm
MinimumOccursOn Contenedor
MaximumOccursOn Contenedor
Information
ReportedFrequency 234.7 Hz 302.69 Hz 315.81 Hz 410.35 Hz 462.68 Hz
Frecuencias (6 Modos de vibración).
Mode Frequency [Hz]
1. 234.7
2. 302.69
3. 315.81
4. 410.35
5. 462.68
6. 526.31
Las figuras siguientes muestran la representación virtual del comportamiento estructural resultado de este análisis.
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1ER MODO DE VIBRACIÓN.
FIG. 30 1ER MODO DE VIBRACIÓN – DEFORMACIÓN TOTAL
Mode Frequency [Hz]
1. 234.7
60
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2DO MODO DE VIBRACIÓN.
FIG. 31 2DO MODO DE VIBRACIÓN – DEFORMACIÓN TOTAL
Mode Frequency [Hz]
2. 302.69
61
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3ER MODO DE VIBRACIÓN.
FIG. 32 3ER MODO DE VIBRACIÓN – DEFORMACIÓN TOTAL
Mode Frequency [Hz]
3. 315.81
62
OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
4TO MODO DE VIBRACIÓN.
FIG. 33 4TO MODO DE VIBRACIÓN – DEFORMACIÓN TOTAL
Mode Frequency [Hz]
4. 410.35
63
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Propiedades del Material.
Acero Estructural:
Density 7.85 g cm^-3
Coefficient of ThermalExpansion 1.2e-005 C^-1
SpecificHeat 4.34e+006 erg g^-1 C^-1
ThermalConductivity 0.605 W cm^-1 C^-1
Resistivity 1.7e-005 ohm cm
Compressive Ultimate Strength dyne cm^-2 Compressive Yield Strength dyne cm^-2
0 2.5e+009
Tensile Yield Strength dyne cm^-2
2.5e+009
Tensile Ultimate Strength dyne cm^-2
4.6e+009
Reference Temperature C
22
Strength
Coefficient
dyne cm^-2
Strength
Exponent
Ductility
Coefficient Ductility Exponent
Cyclic Strength
Coefficient
dyne cm^-2
Cyclic Strain
Hardening Exponent
9.2e+009 -0.106 0.213 -0.47 1.e+010 0.2
Temperature C Young's Modulus dyne cm^-2 Poisson's Ratio Bulk Modulus
dyne cm^-2
Shear Modulus
dyne cm^-2
- 2.e+012 0.3 1.6667e+012 7.6923e+011
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3.4 Interpretación de Resultados
Ante el estudio de los parámetros obtenido, el ensamble se aprueba y se puede ejecutar su plan de
manufactura.
65
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CAPÍTULO 4. PLAN DE MANUFACTURA
4.6 Fundamentos del estudio de factibilidad
Debido al alcance del proyecto, este estudio se debe analizar a detalle para verificar el proceso de
construcción ya que el presente documento solo hace referencia al concepto de diseño del sistema
de medición aplicado a este equipo de pruebas.
Se aclara que el proceso de construcción deberá ser fabricado dadas las posibilidades de la
aerolínea, atendiendo a los materiales antes citados en el desarrollo del diseño y que solamente
aplican para el transportador, los comparadores y la junta, siendo esta la que tenga un mayor
impacto en el proceso de construcción debido a su complejidad. Todo esto atiende a un margen de
costo pequeño basándose en el catalogo de proveedores.
Se debe tener en mente que la pieza que define a esta optimización de diseño es la junta, por
ende, se enfatiza la prioridad del proceso de manufactura referente a esta pieza. Ante un alcance
de costos pequeño y el uso de un herramental único para este banco de pruebas se tiene a bien
recomendar el libre uso de los recursos disponibles que se destinen para esta parte.
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4.2 Dibujos del taller
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
CONCLUSIONES
Ante las simulaciones, el calculo y la deducción del entorno operacional, se tiene que el conjunto
de partes que implican a esta optimización de diseño, satisfacen el requerimiento técnico y
operacional para el uso del banco de pruebas, ya que actualmente esté, no provee ningún servicio
para la aerolínea y solo se valida la calibración de manera empírica.
La fiabilidad de los resultados aquí expuestos se corrobora por métodos analíticos y
computarizados que arrojan un margen de error mínimo ya que el entorno y el planteamiento de la
simulación fueron implementados según el manual de mantenimiento, que otorga el fabricante, en
este caso Honeywell.
La elección de este proyecto se debe a que creemos que la aplicación de soluciones simples bien
ejecutadas, logran impactos significativos en tareas de alta relevancia y desempeñándose como
alternativas eficientes ante un corto presupuesto. Teniendo en mente que la ejecución de este
proyecto conllevara a la creación de fuentes de trabajo dentro del sector de pruebas a
componentes aeronáuticos, ya que muchos procedimientos de esta índole se realizan en el
extranjero por falta de equipo necesario y altos costos de adquisición del mismo.
A pesar de la plena falta de consideración del criterio ergonómico de todo el conjunto para el
usuario, se plantea esta optimización de diseño para que el personal de la aerolínea tenga a bien
reactivar la sección de pruebas del atomizador y obtenga parámetros precisos del ángulo de
aspersión del combustible para que se valide totalmente la prueba operacional que requiere el
componente según la inspección marcada en el manual, tomando en cuenta el tiempo de
operación del mismo.
Todo esto con el fin de realizar las pruebas dentro de los talleres de la aerolínea y así evitar el
traslado al extranjero de este componente para llevar a cabo la prueba, generando un beneficio
extra para la empresa debido a la reducción de tiempo durante la inspección y validación de
componentes que se traduce en la disminución de costos operacionales indirectos pertenecientes
al traslado y a la inspección de la parte.
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OPTIMIZACIÓN DEL DISEÑO DEL SISTEMA DE PRUEBAS DEL CABEZAL DE DISTRIBUCIÓN DE COMBUSTIBLE UTILIZADO EN EL AVIÓN MD-80.
REFERENCIAS
R.C. Escobedo, “Diseño De Un Banco De Pruebas Para Los Controles De Combustible De
APU De Los Aviones De La Compañía De Aviación De Aeroméxico,” Tesis Maestría, Dep.
Ing. Mecánica, ESIME Zacatenco, México, 2006.
www.boeing.com, 26/Febrero/2013, 13 hrs.
Overhaul Manual, Honeywell international Inc, Morristown NJ, 2004
Aircraft Maintenance Manual, Boeing Airplane Company, Chicago, Illinois, 2004
www.cenmex.com, 4/Marzo/2013, 18:30 hrs.
www.concretopolimerico.com, 4/Marzo/2013, 19 hrs.
Reference Book,Genuine Aircraft Hardware Co, Paso Robles, CA, 2009