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ESCUELA TÉCNICA SUPERIOR DE INGENIERÍA AERONÁUTICA Y DEL ESPACIO EXAMEN DE ESTRUCTURAS AERONÁUTICAS 3 de julio de 2014 La figura representa la línea media de una sección de pared delgada, que consta de cuatro chapas de igual longitud a=200 mm, que forman todas un ángulo de 30º con el eje horizontal x. Las chapas exteriores AB y DE tienen un espesor t1=1 mm y las interiores BC y CD un espesor t2=2 mm. Se pide: 1.- Esfuerzo normal máximo si se aplica a la sección un momento de eje horizontal Mx=500 N·m. 2.- El valor del flujo cortante en el punto B para una fuerza cortante vertical de valor 10000 N, aplicada en el centro de cortadura 3.- El valor del flujo cortante en el punto C. 4.- Distancia del centro de cortadura al punto C. La figura representa una sección multicelular formada por los lados de un hexágono regular de lado a y tres de sus diagonales. Los paneles CD y DE tienen un espesor 2t, la diagonal OA un espesor igual a 3t y el resto de los paneles tienen un espesor t. Todos los paneles son del mismo material. Se pide determinar: 5.- Constante de rigidez a torsión J de la sección. 6.- El máximo esfuerzo cortante si se somete la sección a un par de torsión T. Datos: G=30000 MPa a=40 mm t=1 mm T=90000 N·mm. La figura muestra una sección de pared delgada idealizada, constituida por 6 cordones de igual área A y 5 paneles que soportan únicamente esfuerzos de cortadura. Los paneles horizontales tienen un espesor t, y los verticales 2t. Datos: a=140 mm; t=1 mm; A= 400 mm2 Se pide determinar: 7.- El valor del máximo flujo cortante en la sección debido a una carga vertical V= 20000 N, aplicada en el centro de cortadura de la sección. 8.- La distancia del centro de cortadura al panel vertical central. La figura representa una estructura situada en un plano horizontal y compuesta por tres vigas AB, BC y CD , unidas perpendicularmente. La estructura está sometida a una carga vertical uniformemente distribuida de valor “p” en la viga AB, y está soportada por tres pilares A, C y D, que sólo proporcionan reacciones verticales. Se conocen los siguientes parámetros: L = 2,5 m; p = 7000 N/m; EIx = 5·107 Nm2; GJ = 5·107 Nm2; GKy = 4·107 N. Se pide determinar: 9.- La componente del desplazamiento vertical descendente del punto B, debido a la deformación por flexión de las vigas. 10.- La componente del desplazamiento vertical descendente del punto B, debido a la deformación por cortadura de las vigas. 11.- La componente del desplazamiento vertical descendente del punto B, debido a la torsión de las vigas. 12.- El giro de la sección B, con respecto al eje CB a A B C D Ea t1 t2 t2 t1 a 30º 30º a t a at 2t 3t 2t T t t t t a a a A BC D E F O a4a 2a 2t t 2t t a 2t A A A 4a A A A B 2L C D L Ap 2L ESCUELA TÉCNICA SUPERIOR DE INGENIERÍA AERONÁUTICA Y DEL ESPACIO ESTRUCTURAS AERONÁUTICAS 3 de julio de 2014 Soluciones 1.- Momento de inercia de un panel de longitud a y espesor t, que forma un ángulo α con la horizontal, con respecto a su centro de gravedad “g”: 3 2, 1 12x g I a t sen α= ⋅ . Aplicando T.Steiner: 2 2 3 3 3 , 1 1 2 2 1 2 1 1 3 1 1 1 7 12· · · 2· · · 12 4 4 12 4 4 6 6x ABCDE I t a t a a t a t a a t t a = + + + = + ( ),max max 21 2 6 7 x x z x M M y I t t a σ = = + Para los valores dados: 7 41, 2·10xI mm= ,max 8,33z Mpaσ = 2.- 2 1 4 y AB x S sq t as I = − 2, 1 3 4 y AB B x S q t a I = , 25,0AB Bq N mm= 3.- 2 1 2 , 3 4 y BC C x S a t tq I + = , 41,67BC Cq N mm= 4.- Circulación en AB = Fuerza resultante de flujos AB: 3 1 5 12 y AB x S t a C I = Centro de cortadura desde C: 4 15 3 12 x t ad I = 96,2d mm= 5. y 6.- Se trata de una sección con tres células, y se supone que se desarrolla un flujo cortante en cada una de ellas. Debido a la simetría de la sección el flujo en el panel OA es nulo, por lo que el comportamiento es como si fuera bicelular. Anotando como 1 la OCDE y como 2 la otra, las ecuaciones y solución son: 1 2 2 3 2 3 2 6 2 3 q a a q t ′− = ′− 1 2 5 3 74 3 q at q ′ = ′ 339·2 7i i J q S a t′= =∑ 3 7· · · 39 T Tq q G q q J a t θ′ ′ ′ ′= = = Cortantes: OCD: 2 5 3 2 39 T a t τ = ⋅ EFABC: 2 4 3 39 T a t τ = EOC: 2 3 39 T a t τ = Para los valores dados: 5 43,566·10J mm= max 9,99 MPaτ = 7. y 8.- La sección es simétrica con respecto al eje horizontal. 2 2 22· ·(2 ) 4· · 12xI A a A a Aa= + = 12 1 1 2 2( · ) ·(2 · ) 1212 y x S V Vq y A a A I aAa = − = − = − 23 1 1 2 2 2 3( · · ) ·(2 · · ) 1212 y x S V Vq y A y A a A a A I aAa = − + = − + = − 34 3 1 4 12 12 12 V V Vq a a a = − − = − Los otros flujos son simétricos. Suma de flujos verticales: 4 2 8 4·2 · ·2 12 12 12 V Va a V V a a + + = = Momentos con respecto al punto central del panel 34: 2 3· ·4 ·2 ·4 · ·2 · 12 12 V Va a a a V d a a − = ( )1 ·8 12 a d − = 2 3 d a= − A la izquierda del panel 34. Para los valores dados: max 47,6q MPa= 93,3 mmd = 1 2 3 4 5 6 2/123/12 4/12 2/12 3/12 E 2a/3 Estructuras Aeronáuticas - 03.07.14 2 / 2 9. a 12.- Estados real y virtuales para carga unitaria y momento unitario en la sección B. Reacciones verticales, en sentido hacia ascendente: Estado real: Virtual desplaz. vertical B Virtual giro B 2AR pL= + 1Ar = + 0Ar′ = 2CR pL= + 2Cr =+ 1Cr L′ = 2DR pL= − 2Dr = − 1Dr L′ = − Signos: Ejes xyz en el extremo del final, vista sección desde z+ Estado real Virtual desplaz. Virtual giro DC Sy -2pL -2 -1/L 0<s<L Mx +2pLs +2s +s/L T 0 0 0 CB Sy 0 0 0 0<s<2L Mx 0 0 0 T +2pL2 +2L +1 BA Sy -ps -1 0 0<s<2L Mx -2pL2+ps2/2 -2L+s 0 T 0 0 0 9.- Contribución de la deformación por flexión de las vigas al desplazamiento vertical del punto B. ( ) ( ) ( ) ( ) 2 2 2 0 0 · 2 · 2 2 2 · 2 L L x FLXEI pLs s ds pL ps L s dsδ = + − + − +∫ ∫ 414 25,5 3FLX x pL mm EI δ = = 10.- Contribución de la deformación por cortadura al desplazamiento vertical del punto B. ( ) ( ) ( ) ( ) 2 0 0 · 2 · 2 · 1 L L y CORGK pL ds ps dsδ = − − + − −∫ ∫ 2 6 6,56COR y pL mm GK δ = = 11.- Contribución de la deformación por torsión de las vigas al desplazamiento vertical del punto B. ( ) ( ) 2 2 0 · 2 · 2 L TORGJ pL L dsδ = ∫ 4 8 43,8TOR p L mm G J δ = = 12.- Giro en su plano de la sección B en la que está aplicada la carga (alrededor del eje CB): 2 2 0 0 0 1 1 1 12 · · 2 · 2 ·1 L L L B x y spLs ds pL ds pL ds EI L GK L GJ θ = + +∫ ∫ ∫ 3 3 32 2 4 1,11 10 3B x y pL pL pL rad EI GA GJ θ −= + + = ⋅ B 2L C D L A 2L 2 2 s s s 1 1 B 2L C D L A p 2L 2pL 2pL 2pL s s s m=1B 2L C D L A 2Ls s s 0 1/L 1/L ESCUELA TÉCNICA SUPERIOR DE INGENIERÍA AERONÁUTICA Y DEL ESPACIO Aer147-T_s.pdf ESCUELA TÉCNICA SUPERIOR DE INGENIERÍA AERONÁUTICA Y DEL ESPACIO
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