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ESCUELA TÉCNICA SUPERIOR DE INGENIERÍA AERONÁUTICA Y DEL ESPACIO ESTRUCTURAS AERONÁUTICAS 18 de enero de 2014 PARTE A.- La figura muestra la sección transversal de una viga formada por chapa de espesor uniforme t, que es capaz de soportar tanto los esfuerzos cortantes como los esfuerzos normales originados por flexión. Se toman los valores de los parámetros: a=100 mm, t= 1 mm Se pide: 1.- Flexión. Valor del momento de inercia de la sección Ix. Comportamiento en cortadura. Se considera una carga vertical Sy= 1.000 N aplicada en el centro de cortadura de la sección. Se supone que se abren las celdillas por los puntos del eje A y E. Se pide: 2.- Valor del flujo básico en C, del panel horizontal BC, qb,C. 3.- Valor del flujo básico en D, qb,D. 4.- Valor del flujo total en el punto A, qs,A. 5.- Valor del flujo total en el punto E, qs,E. 6.- Valor del flujo total en el punto D, qs,D. 7.- Distancia del centro de cortadura al punto A. PARTE B.- La figura muestra la línea media de una viga formada por dos tramos rectos AB y BC, perpendiculares entre sí y situados en un plano horizontal. Los dos tramos tienen la misma sección transversal, siendo la longitud L = 3m. La estructura está empotrada en A, simplemente apoyada en C, y tiene aplicada una carga perpendicular de valor P en B. Para resolver la estructura, se toma como incógnita hiperestática la reacción vertical X en el apoyo C. El desplazamiento de la estructura en este punto de apoyo C puede expresarse en función de la carga, rigideces y parámetros mediante la relación: C x y x y X P E I GA GJ E I GA GJ α β γ η λ µδ = + + + + + Utilizando m como unidad, se pide calcular los valores siguientes: 1.- Valor del coeficiente α. 2.- Valor del coeficiente β. 3.- Valor del coeficiente γ. 4.- Valor del coeficiente η. 5.- Valor del coeficiente λ. 6.- Valor del coeficiente μ. Se toman los siguientes valores de los parámetros: 11 21,4·10xE I Nmm= ; 10 27,2·10GJ Nmm= ; 65,4·10yG A N= ; P = 2000 N Se pide determinar los valores siguientes: 7.- Reacción en el apoyo C. 8.- Desplazamiento del punto B. 9.- Giro de la sección B alrededor del eje CB. 10.- Giro de la sección B alrededor del eje BA. A B a B' C 2a 2a 2a C' DE A B C P L L ESCUELA TÉCNICA SUPERIOR DE INGENIERÍA AERONÁUTICA Y DEL ESPACIO ESTRUCTURAS AERONÁUTICAS 18 de enero de 2014 Solución. Parte A 1.- ( )3 2 3, ' 1 44 · 12 3x CDC I t a sen a tα= = ( )3 3, ' , ' 1 22 12 3x BB x CC I I t a a t= = = 3 3 2 3 6 44 2 142· 2· · 4,667·10 3 3 3x I a t a t at a a t mm= + + = = Distribución de flujos básicos y circulación en los paneles superiores: Tramo AB BC EC CD Variables 0 ≤ s ≤ a y = s 0 ≤ s ≤ a y = a Igual AB 0 ≤ s ≤ 2a y = a-s/2 FLUJO BÁSICO ( )b y xq S t I = 2 2s− ( )2 2a as− + 2 2s− ( )2 22 4a as s− + − EN EXTREMO 2 2a− 23 2a− 2 2a− 23a− CIRCULACIÓN ( )y xC S t I = 3 6a− 3a− 3 6a− ( )3 16 3a− Valores pedidos para a=100 mm, en N/mm. Representación de los flujos básicos ( )2b y xq S ta I . 2.- 2, 1,5· 3,214 y bBC C x S q ta I = − = − 3.- 2, 3,0· 6,429 y bCD D x S q ta I = − = − Flujos hiperetáticos q1 y q2. Coeficientes. 11 6 a t δ = 3 3 1 1 12· 1 2 6 6 y y b x x S a S adsq t I I = − − − + = + ∫ 22 6 a t δ = 3 3 2 1 162· 11 6 3 y y b x x S a S adsq t I I = − − − = + ∫ 12 2 a t δ = Ecuaciones. Solución. 2 1 2 6 2 2 2 6 11 y x S taq q I − = − 2 1 2 17 16 35 16 y x S taq q I = Valores pedidos y representación de los flujos totales ( )2y xq S ta I . 4.- 217 2,227 16 y A x S q ta I = = 5.- 218 2,411 16 y A x S q ta I = = 6.- 213 1,741 16 y C x S q ta I = = 7.- Momentos con respecto al punto D, sentido horario. Condición de equivalencia de los flujos cortantes y la fuerza: ( ) 1 1 2 22· · 1 3 · · 3 2 2 ·AB BC EC y DC a C a C a q S q S S d + + + + + = 446 89 3 1,787 24D x tad a I + = = dA = 0,055 a = 94,5 mm D 2 3 0,5 1,5 0,5B A E C 1q 2q D B A E C 1,062 1,125 0,812 0,562 0,187 0,437 0,625 18.01.2014 2 / 2 Parte B El empotramiento A proporciona 3 reacciones. El apoyo C una reacción vertical, que se supone dirigida hacia arriba. Como se dispone de 3 ecuaciones de equilibrio, la estructura es hiperestática de grado 1. Se toma RC=X. Para resolver la estructura se determinan las fuerzas internas en el caso real y en cuatro estados virtuales, que se representan a continuación, con los ejes de referencia representados en el primero y en función de las variables s indicadas. ESTADO REAL Virtual 1: Cálculo de la incógnita X. Estado real particularizado para X=1 y P=0. Virtual 2: Cálculo del desplazamiento de B. Idem X=0 y P=1. Virtual 3: Giro de B de eje CB. Virtual 4: Giro de B de eje BA. ESTADOS FUERZAS REAL Cargas P y X Virtual 1. Hiper. E.Real,X=1;P=0 Virtual 2 Desplaz. B Virtual 3 Giro B, Eje CB Virtual 4 Giro B, Eje BA TRAMO CB 0 < s < L Sy X 1 0 0 0 Mx -X s -s 0 0 0 T 0 0 0 0 0 TRAMO BA 0 < s < L Sy X – P 1 -1 0 0 Mx (P-X) s -s s 1 0 T -X L -L 0 0 -1 Cálculo del desplazamiento del punto C, que debe ser nulo. ( ) ( ) ( ) ( ) [ ] ( ) 0 0 0 1 1 1· · 1 · 0 L L L C x y Xs P X s s ds X X P ds XL L ds EI GA GJ δ = − + − − + + − + − − = ∫ ∫ ∫ 3 3 32 2 1 0 3 3x y x y L L L L LX P EI GA GJ EI GA + + + − − = 3 3 3 3 · 2 2 3 x y x y L L EI GA X P L L L EI GA GJ + = + + 1 a 6.- Para L=3m, los coeficientes tienen los valores siguientes: 18α = 6β = 27γ = 9η = − 3λ = − 0µ = 7.- Reacción en el apoyo C: ·0,1285 257X P N= = 8.- Desplazamiento de B: ( ) 3 113 3B x y L LP X mm EI GA δ = − + = 9.- Giro de B, CB: ( ) 2 0,0560 3,21º 2B x LP X rad EI ϕ = − = = 10.- Giro de B, BA: 2 0,0321 1,84ºB XL rad GJ θ = = = A B C P L s xy z x y z s X A B C L s xy z 1 0 A B C L s xy z 1 0 ESCUELA TÉCNICA SUPERIOR DE INGENIERÍA AERONÁUTICA Y DEL ESPACIO Aer14EneAB_s.pdf ESCUELA TÉCNICA SUPERIOR DE INGENIERÍA AERONÁUTICA Y DEL ESPACIO
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