Desarrollo tecnológico en materiales usados en grandes aviones turborreactores comerciales

ACADEMIA MEXICANA DE INGENIERIA
1
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DESARROLLO TECNOLOGICO EN MATERIALES
USADOS EN GRANDES AVIONES
TURBORREACTORES COMERCIALES
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1
1
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ING. MANUEL HERRERA RODRIGIJEZ
OCTUBRE 1991
L
1

1
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CONTENIDO
INTRODUCCION 1
4
I. CARACTERISTICAS ESTRUCTURALES 6
- Puntos de vista simplista 10
- Enfoque Alternativo 10
2. GENERALIDADES DE GRANDES AVIONES TURBORREACTORES
COMERCIALES 11
3. MATERIALES Y PROCESOS DE FABRICACION EN AVIACION 15
u
4. MATERIALES COMPUESTOS 19
4
- Adhesivos Sinteticos 34
5. PLASTOMEROS SINTETICOS 37
- Termoplásticos 37
- Termoendurecidos 38
6. CONSTITUCION Y FORMAS DE CONSTRUCCION DE LOS MA-
TERIALES COMPUESTOS 40
- Tejido 43
7. PREIMPREGNADOS 48
8. EL PANAL DE ABEJA Y LA CONSTRUCCION EMPAREDADO 51
- Proceso de Expansión 51
- Proceso de Corrugado 52
- Configuración de las Celdas 54
9. CARACTERISTICAS BASICAS DEL PANAL (HONEYCOMB) 56
- Diseho de una construcción emparedado 56
10. ACCESORIOS Y ORILLAS FINALES DE LOS PANELES 62
11. PLACAS DE REFUERZO 68
12. REVOLUCION DE LAS FIBRAS DE CARBON 70
- Titánio, Técnicas SPF/DB 72
13. ENLACE ENTRE PROVEEDOR Y USUARIO 74
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14.. PLAS PARA EL SIGLO 21 78
15. MATERIALES UTILIZADOS EN CONJUNTO DE FRENOS DE
a LAS AERONAVES COMERCIALES 91
a'
16. MATERIALES UTILIZADOS EN MOTORES DE NUEVA TECNO
LOGIA DE AERONAVES COMERCIALES - 96
- Titánio 96
- Aleaciones de alta temperatura 99
1 - Materiales compuestos 100
- Cerámicos 100
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r," INTRODUCCION
1
El desarrollo tecnológico que ha experimentado la aviación, es sin
duda impresionante; sus cambios y los avances siguen su marcha. Vivimos
en un mundo de constante cambio, un mundo enfocado a las computadoras,
haciéndose únicas e indispensables, pero el hombre, sigue siendo el alma
motor de este agitado mundo de hoy.
Así del bulbo al transistor, del transistor al circuito inteQrado
y de éste al impreso, para llegar finalmente al microprocesador; un
elemento diminuto, capaz de manejar información al igual que el cerebro
humano, pero miles de veces mas veloz y de generar una respuesta directa,
casi instantánea y prácticamente perfecta.
Este elemento ha invadido al mundo, desde el mas simple electrodomésti-
co hasta el control de defensa de los paises desarrollados. La aviación
no es la excepción y los computadores han substituido al tercer piloto
y al especialista de análisis de fallas de mantenimiento,en las aeronaves
1
II

L
71
de la tercera generación. Esta sustitución ha resultado en una operación
- mas eficiente, mas barata y libre de los errores humanos que en esos
aspectos se cometían.
Sin embargo, aún la máquina mas sofisticada es una incursión del
- hombre y aún cuando éste al parecer se ha convertido en solo una parte,
sigue siendo indispensable, pues para que la máquina cumpla con su cometido
es necesario la influencia directa o indirecta del hombre.
Para cada nuevo instrumento, cada nuevo aparato, cada nuevo avión,
se requiere una mejor preparación, un nuevo conocimiento.
La necesidad constante de bajar los costos de operación y mantenimiento
y de aumentar los índices de seguridad, ha dado lugar a una evolución
completa de la tecnología aeronáutica.
En este trabajo solo se tratarán algunos aspectos de los materiales
compuestos o materiales plásticos, recinas, adhesivos, etc., ya que
L han empezado a utilizarse en la construcción de grandes aviones turborreac-
tores comerciales y que muy probablemente seguirán sustituyendo al aluminio
así como éste sustituyó a la tela y este tejido reemplazo en cierta
medida a la madera.
Como parte vital de los medios y procedimientos empleados en la
fabricación de aeronaves, están los relativos a la electrónica, que
han dado lugar a cambios importantes, entre ellos la sustitución de
los instrumentos primarios de vuelo (altímetro, velocímetro e indicador
de ascenso y descenso), cuyos mecanismos tienen tubos de bourdon, aneroides
11
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L
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y diafragmas, por los instrumentos de vuelo usados hoy en día y los
ww cuales trabajan a base de computadoras, convirtiendo las señales de
presión dinámica o estática en señales eléctricas, o la información
analógica en digital. Ha sido posible también prescindir de los giróscopos
que operan con señales neumáticas directas del ambiente, por medio de
bombas de vacio y motores eléctricos, cuya precisión y rigidez eran
- sus características mas apreciadas, por el giro de rayos laser, utilizado
en sistemas de navegación inercial.
Otro de los grandes problemas de la humanidad con repercusiones
en la aviación, es el consumo de reservas petroleras y los efectos de
la contaminación ambiental, lo que obligó a los fabricantes de motores,
a diseñarlos y fabricarlos cada vez mas silenciosos y eficientes, y
de menor consumo de combustible.
Después de un largo periodo, durante el cual se han venido usando
aleaciones de aluminio para diversos elementos de un avión de pasajeros,
se tiene ahora una amplia gama de nuevos y en algunos casos diferentes
materiales y se considera que varios de ellos podrán tener una gran
influencia en el diseño de los futuros aviones.
Desde el comienzo de la aviación, el diseño de aviones de transporte
a de pasajeros, se vio grandemente influenciado por los materiales disponi-
bles. La estructura de los primeros aviones fue esencialmente hecha
a base de madera cubierta con telas de fibra natural, impregnadas con
una substancia preparada a base de celulosa.
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L
r
3
L

No fue sino al iniciar la década de 1930, en que las aleaciones
4.1
de aluminio -cobre tratadas térmicamente empezaron a ser comercialmente
viables, para que empezaran a sobresalir las estructuras de revestimiento
resistente, las cuales son usadas casi universalmente.
1
L
Para entender lo que el diseñador debe buscar en términos de materiales
1
nuevos, es necesario primero considerar los requerimientos de los operado-
res de vuelo. Las Lineas Aéreas necesitan aviones que permitan una
operación rentable y entre los fabricantes hay una considerable competencia
para suministrarlos.
Un avión rentable es aquel que ofrece una superior performancia,
la cual puede ser expresada como una habilidad para transportar cierta
carga de paga a una determinada distancia en un tiempo fijo con el menor
gasto posible de combustible, sin embargo, no se trata de una cuestión
de performancia a cualquier precio, hay otros factores tales como costos
(incluyendo el inicial asi como el de combustible y de mantenimiento),
aspectos de seguridad e interés de los pasajeros, que generalmente son
objeto de intensa competencia.
Cuando se considera que un moderno avión de linea aérea está diseñado
para una vida de 60,000 horas de vuelo (las cuales pueden involucrar
un desplazamiento total de 250,000 millas) y que se puede esperar que
permanezca en servicio 25 años, los problemas que enfrenta el diseñador
empiezan a caer en otras perspectivas.
La larga vida de servicio que se espera de un avión de transporte
de pasajeros, impone problemas de protección de corrosión, de estar libre
u
u 4

1
de daños por fatiga y por la degradación de materiales polímeros.
Hay muchos atributos deseables para que un avión tenga éxito, los
cuales influenciarán la selección de los materiales estructurales, incluyen
do: el mejoramiento aerodinámico, la reducción de los costos de fabricación,
la reducción de los costos de mantenimiento, el aumento en la seguridad
de los pasajeros y la facilidad para obtener el certificado de aeronavega-
bilidad.
La forma de un avión, la precisión con la cual esté fabricado y
la suavidad y uniformidad de las superficies, es esencialmente una función
del diseñador.
Al respecto, los compuestos polímeros tienen ventajas considerables,
r demostradas en el casi total uso de los planeadores de alta performancia,
los cuales ganan más por la exactitud de sus perfiles aerodinámicos
que lo que pierden por un aumento en masa.
La necesidad de bajar los costos de fabricación es bien reconocida
• por los fabricantes de la industria aeronáutica. Una indicación del
desglose de los costos de operación de un avión típico de transporte
de pasajeros se da en la figura No. 1 , sin embargo, este diagrania
(el cual muestra la depreciación arriba del 40% del costo de operación,
comparado con un costo de combustible del 25%) solo representa la situación
como existe ahora, cuando los costos de combustible son relativamente
bajos. Un aumento en el costo de combustible alterará el balance en
r favor de un avión más eficiente en consumo de combustible, por el cual
el operador podría estar dispuesto a pagar un mayor precio.
e.
5
L

COSTOS DE OPERACION
EN PORCENTAJE
DEPRECIACION
COMBUSTIBLE
25
SEGUROS
3
MANTENIMIENTO
10
CHO ATERRIZAJE
4
TRIPULACION
16
FIGURA No. 1
Se ha entendido el costo de fabricación de estructuras a base de aleaciones
de aluminio, sin embargo, aún no se han establecido las implicaciones
costo/beneficio de los nuevos materiales que se están produciendo.
6

L
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1
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CARACTERI STICAS ESTRUCTURALES
Las diversas caractersticas de la estructura de un avión (todas
ellas relacionadas con los materiales) que influyen sobre el costo de
mantenimiento incluyen: La disposición para evitar la corrosión y esfuer-
zos por corrosión; buenas características de fatiga y de tolerancia
al daño, as como facilidad de reparación.
Estas características determinan la frecuencia y lo extenso de las
inspecciones periódicas mandatorias, asi como las acciones de mantenimiento
preventivo o rectificación de algún trabajo o ambos.
Aún cuando los modernos aviones de transporte de pasajeros tienen
un excelente récord de seguridad, en ocasiones hay accidentes y fuego,
los cuales representan un peligro latente. La manera en la cual una
estructura absorbe energia en un accidente es vital para la seguridad
y protección a los pasajeros del calor generado al quemar combustible.
7

L
Antes de que un avión pueda ser certificado para volar con seguridad,
es sometido a pruebas de resistencia y fatiga, y aumentada su seguridad
en el caso de fuego. El costo de certificación aún para un avión nuevo
convencional es una proporción significativa del total y pudiera ser
prohibitivo para un diseño en el que se emplearan extensamente nuevos
materiales.
Los principales competidores de las aleaciones de aluminio tradiciona-
les son:
- Aleación de aluminio litio.
- Matrices de compuestos con polimeros.
L - Aluminio laminado reforzado con compuestos no metalicos.
- Aleaciones de titanio fabricadas por una combinación superplástica.
- Aleaciones nuevas manufacturadas con técnicas de rápida solidifica--
ción.
- Matrices de metal compuesto formado de partTculas de refuerzo, y
- Matriz de metal compuesto con refuerzos filamentarios.
La lista anterior no pretende indicar ningún orden de preferencia
o prioridad, sin embargo, los materiales que aparecen en la parte superior
de la lista son probablemente los que se usan en mayor volumen antes
de aquellos que aparecen al final.
Aún cuando mas adelante se proporcionan ventajas y desventajas de
1
diversos materiales, hay varios puntos que merecen una particular mención.
Las aleaciones de aluminio-litio ofrecen un 10% de reducción en
densidad y un aumento en módulos de orden similar. Esto puede dar ahorros
8

FECHA DE CERTIFICACION
1985 1990 1995 2000
0 • u u u u u u u u u i u u u u
-
A320
A310 AIRBUS
AIRBUS
TATT
AV8B
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FIBRAS DE
CARBON
ALUMINIO
LITIO FIBRAS DE CARBON
20
MEJORADAS
INTRODUCCION DE NUEVOS MATERIALES
FIGURA No. 2

L'
1
en masa del orden de 10% y 15% por tensión y estabilidad en la estructura
diseñada, a un costo de material de tres a seis veces superior al de
las aleaciones de aluminio convencional, dependiendo de la forma (por
ejemplo en hojas o extrusiones).
PUNTO DE VISTA SIMPLISTA.
Mientras que con frecuencia se ha establecido que las aleaciones de
aluminio-titanio pueden ser sustituidas por aleaciones de aluminio conven-
cional sobre la base de calibre por calibre, sin ningún rediseño, en
realidad el uso eficiente de los materiales requiere tener en cuenta
sus propiedades mecánicas, as como en el costo relativo de las diferentes
formas de materiales. Un resultado probable de la aceptación de las
aleaciones de aluminio-litio para uso general seria fuera de los tableros
del ala, maquinados de una placa de espesor a conjuntos de tableros
ribeteados automáticamente con una combinación de placa delgada y extrusio-
nes.
ENFOQUE ALTERNATIVO.
L Un enfoque alternativo para usar los materiales compuestos podría seguir
de un requerimiento para reducir los costos de fabricación,mas que aumentar
las performancias.
Sin embargo, el costo de materiales de fibra de carbón, el cual es
r 20 veces mas que el de las aleaciones de aluminio convencional, se traduce
en una desventaja en el diseño y fabricación en el costo-efectividad
de estructuras fhricadas con materiales compuestos.
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GENERACIONES DE GRANDES AVIONES TURBORREACTORES COMERCIALES
Forman parte de la llamada Primera Generación de grandes aviones
turborreactores comerciales, que dieron lugar a que se pudieran transportar
mas pasajeros y/o carga, a velocidades cercanas a la del sonido y posterior
mente superior a ésta y a niveles de crucero mayores a los conocidos
con los aviones equipados con motores de pistón:
- En el año de 1953, el avión De Haviland Cornet 4, cuya planta motopropulso
L ra está formada por cuatro motores Rolls Royce Avon 525, con un empuje m
ximo de cada uno de 10,500 libras, que podía transportar en clase única -
un máximo de 96 pasajeros.
- En 1958, el Boeing 707 con cuatro motores Pratt & Whitney JT3D-3B, con un
empuje máximo de cada uno de 18,000 libras, y con capacidad máxima de pa-
sajeros de 189.
11
6

91
- En el año de 1959, el Douglas DC-8, equipado con cuatro motores Pratt & -
Whitney del mismo modelo y empuje que los del Boeing 707 y pudiendo trans
portar hasta 214 pasajeros.
Son representativos de la llamada Segunda Generación de grandes aviones
turborreactores comerciales:
- En el año de 1970, el avión Boeing 747-100, que inició sus operaciones --
con cuatro motores Pratt & Whitney JT9D-7AW, con un empuje máximo unita--
rio de 48,570 libras y que puede transportar hasta 385 pasajeros. Las úl
timas versiones de estos aviones, series -400, pueden transportar en con-
figuración única de cabina de pasajeros, hasta 500 de ellos.
- En el año de 1971, el avión McDonnell Douglas, trimotor con motores Gene-
ral Electric CF6-50, con un empuje por motor de 40,300 libras y que puede
transportar 380 pasajeros en una sola configuración.
Los dos aviones anteriores cuentan con una gran capacidad de carga y fue-
L. ron usados inicialmente en las guerras de Vietnam y Corea para el trans--
porte de tropas y equipo bélico.
- En la misma década de los 70 empezó a operar el avión de la British Aeros
pace, conocido como Concorde, impulsado con cuatro motores Rolls Royce --
Olympus 593, con un empuje por motor de 38,000 libras y que puede desarro
llar velocidades hasta dos veces la del sonido, operando a altitudes de -
50 a 60,000 pies, aunque su capacidad de pasajeros está limitada a 128.
Se considera como Tercera Generación de grandes aviones turborreactores
comerciales, los que cuentan con los avances tecnológicos que a la fecha -
r el único avión que lo cumple es el avión Airbus A320.
12
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1
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PRIMERA GENERACION: CONTROLES MECANICOS POR CABLES Y POLEAS.
SEGUNDA GENERACION: CONTROLES POR SERVO-MOTORES
TERCERA GENERACION: LAS ORDENES DEL PILOTO PASAN POR COF•IPUTADORAS.
LOS CABLES DE ACERO HAN SIDO REEMPLAZADOS POR CABLES ELECTRICOS.
FIGURA No. 3
13

Iq
Los avances tecnológicos, que permiten reducir además los costos
de operación incluyen:
- La operación de las superficies de control a través de secuencias progra-
madas por medio de computadoras, en vez de hacerlo en forma hidromecáni--
L ca, como se ilustra en la Figura 3.
0
- El monitoreo electrónico centralizado que permite que los parámetros de -
vuelo sean ordenados y analizados a razón de 50,000 operaciones matemáti-
cas por segundo.
- Sistemas automáticos a base de computadoras que mantienen constantemente
trayectorias de las aeronave en una actitud óptima, señalando y compensan
do anomalías del sistema.
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14

MATERIALES Y PROCESOS DE FABRICACION EN AVIACION
Los procesos de fabricación y diseño para la mayoría de los materiales,
deben ser integrados y es raro que un material nuevo reemplace directamente
a uno viejo. Para alcanzar los objetivos que se persigan y evitar esfuer-
zas inútiles en nuevos proyectos, es esencial la colaboración entre
L el proveedor y el usario.
En la década de 1970, se presentaron oportunidades significativas
para el uso de nuevos materiales en aplicaciones a planeadores.
Como se mencionó con anterioridad, el aluminio en forma de duraluminio
L. (liga de aluminio y cobre con algo de magnesio, manganeso y silicio)
de gran dureza, ligereza y resistencia, comenzó a predominar como material
estructural en planeadores durante la década de 1930, principalmente
con la introducción del avión Douglas DC-3, bimotor de transporte aéreo,
L
utilizado profusamente durante la Segunda Guerra Mundial.
15

L
La construcción de pieles reforzadas se basaba principalmente en
láminas delgadas que se lograban por rolado, doblado o a presión, armadas
por conjuntos en los que las partes eran unidas por medio de remaches.
A este tipo de fabricación se le conoció también como producto manufactura-
En 1940 se produjeron aleaciones de zinc, las que por un problema
serio de corrosión se dejaron de usar, regresando al de aleaciones de
aluminio en las partes criticas de la estructura.
A principios de 1950, surgieron para competir con las partes manufactu-
radas las totalmente maquinadas. En lugar de construir un elemento
de ala o de fuselaje con diversas partes de lámina superpuesta, se trabajó
a partir de una barra o placa sólida, utilizando cortadores o devastadores
de metal de alta velocidad.
r El titanio emergió como material durante la década de 1960. El
problema principal para su utilización en planeadores es su muy alto
costo. El criterio popular, a principio de la década de 1970, era que
el camino para lograr elementos a base de titanio sería un proceso de
L
fabricación que incluyera el forjado en caliente de partes que luego
serian unidas por soldadura. Se realizó una gran cantidad de trabajo
con gas inerte de tungsteno, pero finalmente este procedimiento se juzgó
inadecuado por su alto costo. La aleación de titanio que demostró ser
superior para estas aplicaciones de lámina y que también se encontró
L.
como aleación superplástica estaba formada por una base de titanio
con 6% de aluminio y 4% de vanadio.
16

La competencia no fue solamente entre aleaciones metálicas, la más
importante de las otras alternativas fue la fibra de carbón, que en
combinación con un material epóxico depositado termicamente para formar
la matriz, dio lugar a un ahorro significativo en peso en elementos
de la estructura del planeador.
Otra fibra, como la de vidrio (S-Glass) se había usado en pequeña
escala en combinación con resinas termodespositadas, dando lugar a que -'
se pensara en la tecnología de la fibra de carbón, como una extensión de
los métodos a base de plásticos reforzados con fibra de vidrio.
Los materiales a base de plásticos reforzados con fibra de vidrio
resultaron demasiado optimistas, y tomo diez años el mejorarlos.
Miscelaneos - - - -
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Compuesios
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PORCENTAJE DEL USO DE MATERIALES EN PLANEADORES.
FIGURA No. 4
17
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40
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AUMENTO
EN EL COSTO
4.0-1
2.0-
l . G
2O%
ALUMINIO HASTA 1990
TITANIO - HOJA SOLDADA
J PROCESO TIG 1975 Y HOJA
POR PROCESO.
1 k224 FIBRA DE CARBON HASTA
¡ 1990
¡
1
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/
40% REDUCCION
EN PESO
0.8
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1 ESTRUCTURAS
0.4
co
PROSPECTOS FUTUROS DE ESTRUCTURAS DEL PLANEADOR
EN RELACION CON EL ALUMINIO.
FIGURA No. 5

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1
1
1
MATERIALES COMPUESTOS
1
Los componentes avanzados son una familia de materiales estructurales
desarrollados para utilizarse en tecnologías que están a la vanguardia.
El uso de los compuestos avanzados, se ha ido incrementando para reemplazar
paulatinamente a los materiales estructurales tradicionales, por su
gran ligereza, superior resistencia y rigidez.
Además, el precio de las generaciones de hoy de los materiales compues-
tos estructurales (como la fibra de vidrio S-2 de Owens Corning Fiberglass
Corp. o el Kevlar de E.I. DuPont Cía.) es bastante competitivo, para
emplearse, inclusive en aplicaciones comerciales fuera de la industria
aerospacial.
La industria de los materiales compuestos se ha desarrollado en
las dás últimas décadas con una rapidez increible.
En la Industria Aeronáutica Civil, se utilizan para la elaboración
L. de muy diversos elementos y partes, solos o en combinación con metales - -
19

FIBRA DE VIDRIO -5 COMPUESTOS DE
CARBON
BORO
8- SILKON
COMPUESTO CARBON
o
-D 7.
O NUEVOS METALES PARA 1990• .........-.........'
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3 5 ALEACIONES ¡
w DE TITANIO ¡ MARERIALES PRÁCTiCOS
12. ACTUALES HIBRIDOS - PARA EL ANO 2000.
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STRUCTURAS RA
COMUN g:::-:t t
2 ¡ '—...... COMPUESTOS CON
— MATRIZ DE METALICA
1990
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ALEACIONES DE ALUMINIO
i HULES Y
4. PLASTIcOS CERAMICAS
0-
0 1 2 3 4 56 7 8 9 10 11 12 13
RIGIDEZ ESPECIFICA 108 cm
MEJORAS EN RESISTENCIA Y RIGIDEZ
FIGURA No. 6
CD

como el titanio o el aluminio en sus diversas aelaciones.
Enseguida, se proporcionan algunos dibujos esquemáticos en donde
se pueden apreciar los elementos de diversas aeronaves que han sido
fabricados con materiales compuestos.
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1
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1
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21
6

0
CARBON NOMEX ESTRUCTURA EMPAREDADA
ESTRUCTURA MONOLITICA
KEVLAR ¡NOMEX-ESTRUCTURA EMPAREDADA
R KEVLAR 1 NOMEX - ESTRUCTURA EMPAREDADA
(CON REFUERZO DE CAPAS DE CARBONO)
FIBRA DE VIDRIO / ESTRUCTURA NOMEX
EMPAREDADA
PALAS DE LA HELICE : FIBRA DE VIDRIO / ESPUMA DE
ATR-42
POLIURETANO 1 ALEACIONES DE ALUMINIO
FIGURA No. 7
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N)

L
c
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CFRP - PLASTISOS REFORZADOS POR FIBRA DE CARBON
AFRP - PLAST1COS REFORZADOS POR FiBRA DE ARAMID
Q GFRP - PLASTICOS REFORZADOS POR FIBRA DE VIDRIO
CAJA ESTABILIZADOR
VERTICAL Y TIMON
TABLEROS
BORDE DE
SALIDA
(CFRP/ GFRP).
CARENADOS PILON
TOLVAS DE •_-
MOTOR
CARENADO FIJO
TREN PRINCIPAL
RADOMO
DISRUPTORES
CARENADOS
- RIELES ALETAS
BORDE DE ATAQUE-
7
ESTABILIZADOR
HORIZONTAL Y
ELEVADOR
ALETAS
ALERONES
50
TABLEROS ACCESO
,
INFERIORES BORDE DE
ATAQUE.
PIELES CARÉNADO DE
LA PANZA DEL FUSELAJE
MATERIALES COMPUESTOS EN EL AIRBUS A320
1
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23
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BORDE DE ATAQUE
DEL EV
ALETA DORSAL
ELEVADOR
PUNTA
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1'• 1 - J BORDE DE ATAQUE
DEL EH
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RADOMO
r FIBRA DE VIDRIO ¡ KEVLAR
(COMPUESTO HIBRIDO)
*
ALETA FIBRA DE CARDON ¡ KEVLAR
INTERIOR J (COMPUETO HIBRIDO)
FIBRA DE VIDRIO
- - -
-! FiBRA DE CARBON 1 FiBRA DE VIDRIO
--
'
(COMPUESTO HERIDO)
1.• 7 1- ( -
1
••• I • r------ ALETA
E)ERIOR
-
- 1
-
CARENADO
UNION ALA - FUSELAJE 4'
PUNTA DE ALA
ENTRADA DE BORDE DE
AIRE AL MOTOR ATAQUE
0,
FUSELADO
EMBREAREBRASILIA
EV 1 EH
FIGURA No. 8

- r9 ri ri Fi ..III
ri
LII KEVLAR
GRAMO
LII
LII HIBRIDO
ENTRADA
DORSAL
AIRE IMPACTO
SOPORTE
DESLIZANTE
DEL MOTOR
FUSELADO ENTRE
E. H.
BORDE DE ATAQUE
¡
FUSELADO TRASERO
DEL E. V DEL E.V.
¡/7
- VISORES Y CARENADO
CAJA Y PUERTA DE
ENERGIA ELECTRICA EXTERNA
BORDE ATAQUE
DEALETADE -
ALA INTERIOR
BORDE ATAQUE
DE ALETA DE
ALA EXTERIOR
ALETA DEALA -
EXTERIOR
TABLEROS RUPTORES
DUCTOS CALENTAMIENTO
PARABRISAS
REPISA ANT1-DESLUMBRANTE
CAJA DISTR. AIRE
/CALENTAMIENTO PIES PILOTOS
PUERTA
COMPARTIMENTO -•----'
K2 ?/AVIONICA
PUERTA DEL GEN. A.-
MANDO DE AIRE
PUERTA
COMPARTIMENTO -
AVIONICA
CARENADO DE PUNTA
TABLEROS LATERALES
CARENADO RIELES
VUELO INTERIORES
VUELO
1 _.IN 7
CARENADO PUNTA
<
SECAALERON
TESOt:T:BLE
CUBIERTA
MOVIL
INSTRUMENTOS
CONSOLA LAT PUERTAS
CARENADO DEL DISCO RUEDAS
CARENADO TRASERO
CAB PILOTOS TREN NARIZ
DE ALA A FUSELAJE DE ALA FUSELAJE
ACCESO BAJO PISO CABBIA TABLEROS DE
CARENADO TREN POZOS TREN
PRINCIPAL
CANADAIR CHALLENGER

FUSELADO BISAGRA
ALETA
N)
PRESURIZADAS 4
TABLEROS DE PISO DEL
COMPARTIMENTO DE
CARGA
MATERIALESCOMPUESTOSDELMD-80
FIGURA No. 9

BARRIL INTERIOR
PANAL DE ABEJA
ADHERIDO CON
DYNAROHR
PUERTA INFERIOR
DELANTERA DE
COMPUESTO
IIIIIIIIIIID
CUBIERTA
SUPERIOR DE
CONTRUCCION COMPUESTO
DE CUBIERTA DE
DE MATERIAL
COMPUESTO
(PIEL LLU
BORDE ATAQUE
DE CUBIERTA
NARIZ DE ALUMINIO
v>k
1
PUERTA CUBIERTA
INFERIOR TRASERA
DE COMPUESTO
e MATERIAL KEVLAR / CARBON EPDXICO
• CERTIFICACION FM: 1979
• RESPONSABILIDAD: DISEÑO Y FABRICACION
ROHR
• AHORRO DE PESO: 104 LIBRAS POR BARQUILLA - 15 %
LA CONSTRUCCION DE LOS COMPONENTES
DE LOS COMPUESTOS ES SIMILAR -ATENSADOS
CONSTRUCCION DE LA PIEL -KEVLAR ¡ CARBON /
EPDXICO
ATIESADORES EN VIGAS Y PIEL
BARQUILLAS DEL MOTOR DEL MD -80
FIGURA No. 10
27

• MATERIAL: KEVLAR 1 CARBON / EPDXICO CON
NUCLEO SINTACTICO Y NUCLEO DE
DE PANAL DE ALUMINIO
• CERTIFICACION FAA: CUBIERTA NARIZ - MAYO 1984
PUERTAS ACCESO A CUBIERTAS
SUPERIOR E INFERIOR
AGOSTO 1985
ROHR
• REDUCE COSTOS DE FABRICACION di
BARRIL EXTERIOR (CUBIERTA
DE FIBRA DE CARBON
Y NUCLEO SINTACTICO)
MAMPARO TRASERO
(SIN CAMBIO)
0.
BARRIL INTERIOR CON
TRATAM lENTO ACUSTICO
(SIN CAMBION)
MAMPARO DELANTER
(CON CAMBIOS MENORES)
LABIO NARIZ
(SIN CAMBIO)
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38.4 puig.
BARQUILLAS CON NUCLEOS SINTACTICOs MD -80
FIGURA No. 11

CUBIERTA DE CARBON
CON NUCLEO SINTÁCTICO
PIELES Y CUADERNAS
DE KEVLAR
BISAGRAS Y SEGU
ACTUALES
SE ELIMINA LA
ESTRUCTURA
INTERMEDIA
PUERTA DE LA CUBIERTA SUPERIOR DEL MD -80
(TIPICA PARA PUERTAS DE CUBIERTA INFERIOR)
FIGURA No. 12

JCLEO EPDXICO
fiAr.
0-90 C;° NTA DE CARBON (0 0)
DE CARBON
yO DE
LAR
PIEL DE KEVLAR
NUCLEO DE ALUMINIO
BARQUILLAS DEL MD -80 DE NUCLEO SINTACTICO
(BARRIL EXTERIOR DE LA CUBIERTA DE NARIZ)
FIGURA No. 13

PANAL DE PAPEL
POLIAMIDICO
RELLENO DE ESPUMA
RIGIDA DE POLIURETANO
TRAZLAPADO
CIRCUNFERENCIAL '
-s
• MATERIAL: TABLEROS EMPAREDADOS
DE KEVLAR 1 EPDXICO CON
NUCLEO DE PANAL NOMEX
• CERTIFICACION FAA: 1978
• RESPONSABILIDAD : DISEÑO: DAC
FABRICACION: DACAN
• AHORRO DE PESO: 20 LIBRAS - 27 %
PIEL DE KEVLAR IEPDXICO
SECCION A-A
CONO DE COLA DEL MD -80
FIGURA No. 15

• MATERIAL: KEVLAR CON NUCLEO DE ESPUMA POLIAMIDICA
DE POLI VINILO AROMATICO
• CERTIFICACION: 1983
• RESPONSABILIDAD : DISEÑO Y FABRICACION
NORDSKOG
• AHORRO EN PESO: 331 LIBRAS - 35 %
CARAS LATERALES DE KEVLAR
NUCLEO DE ESPUMA
CONSTRUCCION DEL TABLERO
COCINAS DEL MD -80
FIGURA No. 16

UNIDADES DE SERVICIO COMPARTIMENTOS
• MATERIAL: KEVLAR FENOLICO A PASAJEROS Y TABLEROS EQUIPAJE DE MANO
• CERTIFICACION "FAA": 1983
HAETH TECNA
• AHORRO EN PESO: 66 LIBRAS POR AVION
PORTAEQUIPAJES DE MANO DEL MD -80
FIGURA No. 17

L
Todos los materiales compuestos o materiales plásticos, provienen
de los altos polimeros. Su estructura molécular está constituída por
macromoléculas, es decir, por moléculas unidas en cadenas muy grandes,
- ya sean lineales o ramificadas; moléculas elementales que se repiten
1
en la macromolécula un número muy elevado de veces y que pueden ser
*
todas iguales, pertenecer a un solo compuesto químico o a dos o más.
En el primer caso cuando son de un solo compuesto químico, se les conoce
como monómeros y a los del segundo caso como polimeros. Estos también
se pueden constituir no solo de varios compuestos químicos, sino que
a la vez pueden estar constituidos por monómeros.
1 El proceso por medio del cual se unen las moléculas para formar
a los polímeros se llama Polimerización o Policondensación.
PLASTOMEROS SINTETICOS (RESINAS ARTIFICIALES)
* Termofijos.
* Termopuestos.
ALTOS
POLIME
ADHESIVOS SINTETICOS (RESINAS ADHESIVAS)
* Terniofijos (termoendurecidos)
* Termoplásticos.
* Elástomeros.
ADHESIVOS SINTETICOS.
Los adhesivos son substancias capaces de sujetar materiales entre
si, en una forma útil mediante la adherencia de superficie.
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34

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PLASTOMEROS SINTETICOS (RESINAS ARTIFICIALES)
1
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En estos compuestos el carbono es el elemento común, aún cuando
pueden estar presentes en proporciones variables: el hidrógeno, oxigeno,
nitrógeno, azufre, halógenos o el silicio. Estos compuestos se dividen
en dos clases: los termoplásticos y los termoendurecidos (termofijos).
TERMOPLASTICOS.
Sus caracteristicas importantes son: baja densidad, bajo costo,
tenacidad, claridad óptica, facilidad para conformación de formas complejas,
baja conductividad térmica, resistencia a los productos qumicos, flexibili
dad y propiedades eléctricas útiles. Su transformación en objetos
de plástico se logra mediante moldeo por compresión, inyección, soplado
y empaste, formación al vacío, extrusión en estado de fusión, vaciado
con disolventes, estampado, calandrado y metalurgia de polvo. Los termo-
plásticos expandidos o espumados, están teniendo un uso cada vez mayor
como material de aislamiento térmico y rra acojinamiento.
37

L
Otra característica que tienen los termoplásticos son la de poder
ser procesados, es decir, son reversibles y al fundirlos se vuelven
líquidos de una alta viscosidad; al enfriarse se solidifican para producir
(de acuerdo a su estructura) sólidos que pueden ser elásticos, dúctiles,
tenaces o frágiles. Sus temperaturas de fusión van de lOO a 300°C;
también se distinguen por tener una pobre resistencia a la fatiga, a
la temperatura, a la flama y a los solventes.
TERMOENDIJREC IDOS.
La mayoría de estos plásticos son estructuras compuestas, laminados
con compuestos múltiples o mezclas de polímero y rellenadores particulados
o fibrosos. Estos plásticos se destacan por su estabilidad térmica
y dimensional, resistencia a los productos químicos, resistencia mecánica,
durabilidad y buenas propiedades eléctricas.
Los rellenadores incluyen aserrín, sílice, mica, arcilla o caoln,
L fibras de vidrio, celulosa, asbesto, fibras textiles naturales y sintéti-
cas. Para promover la adherencia entre el rellenador y el aglutinante
polimérico, a menudo se cubre el rellenador con agentes apresadores
o encopladores.
La fabricación (conformación y/o curado) se efectúa mediante moldeo
por inyección, compresión y transferencia, laminación en prensa, vaciado
y colado, curado en horno de túnel (láminas y extruidos), tendido de
capas, moldeo y laminación. La impregnación de filtros y tejidos con
un prepolímero puede ser el único paso en la composición, aunque por
lo general se emplea calor para acelerar el curado.
38

L
Los plásticos termoendurecidos son infusibles sin degradación térmica
o mecánica. Muchos plásticos termoendurecidos se preparan mediante
el curado de prepolimeros termoplásticos o de resinas que empiezan a
endurecerse. El curado es una reacción quimica que enlaza cadenas y
que por lo general se inicia con calor. Cuanto más curado esta el polímero
mayor será su temperatura de deformación térmica y se volverá ms duro
1 -
y frágil.
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39

ú
1
CONSTITUCION Y FORMAS DE CONSTRLJCCION DE LOS MATERIALES COMPUESTOS
L
1
Como ya se explicó anteriormente, los materiales compuestos son
sistemas de dos o más materiales diferentes, estos materiales se pueden
constituir en tres formas básicas:
En fibras.
En molde.
f
3) En lámina.
Y a su vez la combinación de estas tres constituciones dan como
resultado cuatro tipos de construcciones Upicas:
En tejido.
En preimpregnados (prepregs).
En panal de abeja (honeycomb) y
En emparedado (sandwich).
ñu
41
40

L
Estas construcciones están también intimamente ligadas, por regla
general el tejido está incluido en las otras tres formas de construcción,
y esta constituido por fibras y/o resinas. La lámina y el panal de
abeja, son constituyentes muy importantes de una construcción emparedado
además intervienen activamente los adhesivos de los cuales ya se habló
anteriormente.
Las fibras algunas veces también llamadas filamentos o hilos, son
los elementos principales en un material compuesto, ya que son elementos
de transmisión de carga, en donde las fibras muestran propiedades de
muy alta resistencia y rigidez a lo largo de sus ejes.
Las fibras son materiales estructurales en forma de hilo adaptables
para hiladura, tejido, afieltrado y aplicaciones similares. Pueden
ser de origen natural o sintética y de composición inorgánica u orgánica.
En este ensayo solo se tratan las fibras inorgánicas, que son estas
empleadas en las construcciones aeronáuticas.
Hay una forma muy especial para identificar a las fibras y es de
acuerdo a la posición en las cuales se pueden encontrar en los
materiales compuestos, esta orientación les da a un grupo de fibras
distintas características de resistencia, elásticidad, etc..
La orientación se da en dos grupos:
a) Fibras contínuas.
- F. UnidireccjonaIes (Continuas).
- F. Bidireccjona]es (tejidos).
41

b) Fibras Discontinuas.
- F. al azar (fieltros).
- F. de Orientación Preferida.
AL AZAR ON11NUA
- - -
- - -
-
- -
- - -
- - - -
- - -
-
ORIENTADA - TEJIDA
ORIENTACION DE LAS FiBRAS EN LOS TEJIDOS.
iGURA No. 18
En la tabla siguiente se muestran las fibras más frecuentemente
empleadas en aplicaciones aeronáuticas y se proporcionan las principales
ventajas y desventajas de cada fibra.
42

L
La forma básica que se presenta en molde es en si, la resma o plástico
ya sea termoplástico o termoendurecido, este tipo básico sirve para
soportar y proteger a las fibras y también provee el medio adecuado
de distribución de cargas entre las fibras.
La forma en lámina es llamada también en capa y es un arreglo de
fibras, las cuales están confinadas en un molde, generalmente en un
plano simple, las dos formas mas comunes de una lámina son: En cinta
unidireccional y en tejido bidireccional. Esta forma se distingue por
la aplicación sucesiva de varias capas de adhesivo, tejido y resma.
TEJIDO.
F.
De los tipos básicos de construcción de los materiales compuestos
el mas generalizado es el tejido, la American Society for Testing and
r
Materials (ASTM) define a los tejidos como estructuras planas producidas
L por el entrelazamiento de hilos, fibras o filamentos.
Existe una gran cantidad de sistemas de numeración para expresar
la relación entre el peso y la longitud del hilo, todos diferentes y
L cada uno usado en relación con determinados tipos de fibras o en distintos
paises. Entre todas estas, la unidad comün es el DENIER, el cual es
el peso en gramos de 9000 metros de hilo. Por su parte, la Organización
r Internacional de Normalización (International Standards Organization
o ISO) y la ASTM han probado un sistema basado en el TEX (El peso en
gramos de 1000 metros de hilo) que se espera reemplace a los demás siste-
mas.
43
L

11
km
14
T&.A No. 3
FIBRAS COMUNMENTE EMPLEADAS EN LA
INDUSTRIA AERONAUTICA
TIPO VENTAJAS DESVENTAJAS
Es barato, aspero y tie Principalmente tiene --
ne un proceso muy simple pa- una baja rigidez en compara-
ra ser obtenido en forma co- cion con los metales,
mercial. En estructuras criticas
Tiene una alta resisten donde el peso no es critico,
cia a los esfuerzos de ten-- la fibra de vidrio es eMplea
FIBRA DE sion, corte y compresion. da a veces para sustituir a-
Tiene una densidad mas- los Metales, solo en funcion
VIDRIO bajaque los Metales, al costo.
Tiene una relativa
transparencia al radar.
Se puede pegar satisfac
toriamente por Medio de resi
nas adhesivas (con la medida
correcta),
Tiene una MU9 alta re-- Es extremadamente pobre
sistencia a la traccion, en resistencia de esfuerzos-
Su Modulo de elastici-- de compresion y corte.
dad es mas alto que el de la Tiene una apariencia --
fibra de vidrio. muy pobre al ser pegado por-
FIBRA DE
Tiene una MU baja den-
sidad.
Medio de resinas.
Es swiai'iente sensible a
Tiene una buena tESIS -- la hwiedad (Higroscopico).
ARAIIID tencia al impacto y a la a-- Esparticularmente sen-
brasion. sible ala humedad antes de-
(XEULAR) ser preimpregnado por resi--
fas.
Es diflcil cortarlo hm
piamente ya que tiende a for
mar peluza en las orillas --
cortadas.
Tiene una alta rigidez Es muy caro y dificil -
resistencia a los esfuerzos- de obtener costos mas bajos.
a los esfuerzos de tension y Son fibras de gran dia-
FIBRA DE compresion. metro y por lo tanto son di-
Las fibras gransdes so- ficiles de manejar para for-
BORON portan por si mismas a gran- mar figuras.
des temperaturas. Son extremadamente difi
Tienen un buen pegado - elles de cortar, ya sea como
por medio de resinas, fibra oprepreç.
Es difcil de trabajar.
lela
Tiene una alta resisten Es caro y dificil de ma
a los esfuerzos y tambi- nejar.
en un modulo de elasticidad-
muy alto.
Tiene una densidad baja
Sus fibras de diametro-
pequeno permiten la formaci-
FIBRA DE on de figuras.
Tiene una excelente re-
CARBON sistencia a la fatiga.
Es muy bueno en corte,-
tensfon y compresion.
Tiene un buen p:j#d:- -
con las resinas(paraips-
de resinas de alta rsisten-
cia).
44
1
L
'e

PROPL7EDA DES DE L A S FIBRAS
FUERZA DE TENSION ESPECÍFICA
DE ALGUNAS FIBRAS
PULO X 1000000
12
lo-
KEVLAR OARBON VIDRIO VIDRIOS 1
FIBRAS
MODULO DE TENSION ESPECIFICO
<EVLAR CARBON VIDRIO VIDRIOS 1
FIBRAS
DENSIDAD
3 DE ALGUNAS FIBRAS
25
15
0,5
<EVLAR CARBON VIDRIO VIDRIOS E
FIBRAS
RESISTENCIA A LA FALLA
DE ALGUNAS FIBRAS
5
ÇVLAR CARBON VIDRIO VIDRIOS
FIBRAS
45

U
pq
Dado que muchos tejidos debido a su considerable alargamiento antes
de la ruptura, pueden soportar cargas de impacto de alta energia, el
trabajo total efectuado por unidad de longitud de una fibra o un hilo
L estirados hasta el punto de ruptura, se puede calcular en forma aproximada
al multiplicar la resistencia especifica por la mitad de la extensión
final de esa longitud.
De acuerdo a su construcción, hay cuatro formas de tejidos:
- Ligado (o tela no tejida) que consiste de una tela de fi--
bras ligadas con un adhesivo que no forma una hoja continua de mate--
L rial adhesivo.
L
- Tela trenzada, se produce al entrelazar varias puntas de los hilos
de modo que las trayectorias de los hilos no estén paralelas al eje -
de las telas.
- De punto, se produce al entretejer dos o mas puntos de hilos.
- Tela t e j i d a con lanzadera o tejido plano, se produce al entrelazar
dos o mas grupos de hilos, fibras o filamentos en tal forma que los -
elementos se crucen entre si casi en ángulo recto y que un grupo de
elementos este paralelo al eje de la tela. Por lo general, una tela -
tejida plana tiene 12 pulgadas o menos de anchura y tiene orilla en -
ambos lados.
r Los tejidos mas comúnmente empleados para los compuestos avanzados
son variaciones de tejido sencillo y tejido de satín, todos los tejidos
01
están caracterizados por los siguientes puntos:
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PREIMPREGNADOS
L
Los resfuerzos preimpregnados cominmente conocidos como PREPREGS,
son materiales de muy alta calidad, con refuerzos que se encuentran
listos para ser empleados y que tienen un revestimiento uniforme con
la medida apropiada de resma aplicada; ofrecen una combinación de produc-
tos con una consistencia y procesabilidad que las técnicas de prepración
en húmedo no pueden conseguir, sin embargo, requieren una bolsa de vacío
y/o presión durante el cíclo de cura. Los preimpregnados se pueden
L presentar en cintas unidireccionales y tejidos de punto y trenzados.
La siguiente lista muestra las resinas de uso común en preimpregnados:
Epóxica: Es el tipo más común, ya que tiene el mejor balance de pro--
e
piedades.
L . Poliéster: Aplicada con muescas u otros monómetros (no volátil), tie-
ne un costo bajo y un curado mucho más rápido.
48

Fenol: En los tipos de una sola etapa de curación, resistente al ca--
br y si llega a inflamarse despide poco humo.
• Poliamida: Usado en bajo volumen, tiene la capacidad de resistir al--
tas temperaturas.
1
El curado de los sistemas de acuerdo a la temperatura de cura, se
1
puede dividir en dos grupos, en donde cada grupo tiene sus ventajas
y desventajas.
a) Sistema de cura a 250°F (121°C).
- Aplicaciones.
1
. En estructuras secundarias y subestructuras.
En estructuras de propósito general para usarse en temperatura -
ambi ente.
1
- Ventajas.
Un proceso fácil, especialmente en sistemas endurecidos.
L . Una buena resistencia al impacto (en sistemas endurecidos).
Bajo costo.
- Desventajas.
Pobre resistencia al ambiente, especialmente a la humedad.
La temperatura esta limitada para usos estructurales de 160 a --
180°F (71 a 82°C).
1
49

b) Sistema de cura a 350°F (117°C).
- Aplicaciones.
Estructuras de aeronaves.
Utilizados en estructuras para operar a temperaturas tipicas de
270°F (132°C) o menores.
• En aplicaciones estructurales requieren una matriz con altas pro
piedades para compresiñn y corte.
- Ventajas.
Alta resistencia mecánica.
Una mejor resistencia ambiental.
- Desventajas.
Proceso un poco más dificil.
Pobre resistencia al impacto.
Alto costo.
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50

El
[1
1
1
EL PANAL DE ABEJA (HONEYCOMB) Y LA CONSTRUCCION EMPAREDADO (SANDWICH)
El panal de abeja es una construcción ampliamente empleada en la
industria aeronáutica. Como base para la construcción tipo emparedado,
el panal de abeja es hecho principalmente por el método de "expansión",
sin embargo, el 'corrugadot' es el más común para los materiales de panal
con baja densidad.
PROCESO DE EXPANSION.
El panal de abeja fabricado por el proceso de expansión comienza
con el amontonamiento de hojas de la bobina del material, en el cual
han sido impresas lineas o nodos de adhesivo: las líneas de adhesivo
son curadas para formar un bloque, por ejemplo la Compañía Hexel designa
a este bloque como Hobe (Honeyconib before expansion).
Este bloque puede ser expandido después del curado para tener un
bloque expandido, en este paso se pueden formar las rodajas del bloque
51
Le
0
L

en la dimensión T deseada. En forma alternativa, las rodajas Hobe pueden
ser cortadas del bloque en una dimensión T apropiada y ser expandida.
Cada rodaje es expandido dándole a las células la forma deseada.
Estos paneles con cortados a las dimensiones requeridas L (Dirección
de la cinta) y W (Transversal a la dirección de la cinta). En la figura
siguiente se muestra lo antes descrito. (ver figura No. 20)
PROCESO CORRUGADO.
El proceso corrugado de manufacturación de un panal de abeja es
normalmente usado para obtener productos en una gama de la más alta
densidad. En este proceso, el adhesivo es aplicado a los nodos corrugados,
las hojas corrugadas son acomodadas de manera que su figura exterior
sea un bloque del que se cortan los paneles del espesor deseado. En
la figura siguiente se muestra este procedimiento, la terminología es
idéntica a la del otro proceso. (verfigura No. 21)
' o
1
Iii,
1
1
52

BLOQUE CORRUGADO
f!IiIijIi#
HOJA
/• I.4
iii
BLOQUE DE REBANADA DE
HOBE HOBE .4 r
ti
ROLLO
PANAL EXPANDIDO
PROCESO DE EXPANSION
FIGURA No. 20
HOJA CORRUGADA
RODILLOS CORRUGADOS
rlPANAL CORRUGADO
PROCESO DE CORRUGADO
FIGURA No. 21
53

CONFIGURACION DE LAS CELDAS.
Hay diferentes configuraciones de celdas de los panales de abejas,
cada una con características determinadas, la más común es la estandar
hexagonal; otra configuración es la Ox-core como se muestra en la figura
No. 22b con celdas hexagonales, las cuales han sido expandidas en la
dirección W, esta configuración permite una ligera curvatura a la dirección
L y además incrementa las propiedades de corte en W y las decrece en
L, esto en comparación con las celdas estandar. También se tiene la
configuración Flex-core también como se muestra en la figura No. 22c,
la cual provee una formabilidad excepcional dentro de las curvas del
compuesto con una curvatura no muy elastica y sin pandeo en los muros
de las celdas. Esta configuración provee una alta resistencia al corte
comparada con el panal de abeja de densidad equivalente. Por último,
se tiene la configuración tubular, la cual tiene un sistema de absorción
de energía cuando el espacio es muy reducido y se requieran columnas
o cilindros de diámetro pequeño, este diseño elimina las pérdidas por
roturas por los esfuerzos que ocurren en las orillas no apoyadas de
los panales convencionales. El Tube-core es construido de hojas alternadas
de plástico plano muy delgado y de hojas delgadas de plástico corrugado,
envuelto alrededor en mandril, estas hojas están pegadas por adhesivos,
los diámetros pueden tener variaciones de 1/2 a 30 pulgadas y largos
de 1/2 a. 62 pulgadas.
1
1
L
54

1
1
1
1
DIRECCION
DIREcCION
CELDAS HEXAGONALES
(ESTANDARD)
(a)
DIRECCION
DIREccION
CELDADS HEXAGONALES
(SOBREEXPANDIDAS)
(b)
a
fl
pl
DIRIEMON
1•••
CELDAS CURVAS
(c)
FIGURA No. 22
55
1

1
1
1
u
1
CARACTERISTICAS BASICAS DEL PANAL (HONEYCOMB)
Se tienen cinco caracteristicas principales:
0
1. La mas alta razón de esfuerzo a peso, ya como construcción empareda-
do (sandwich).
- 2. Exposición de una área superficial en celdas paralelas.
Una alta razón de área superficial expuesta al volumen total.
Una razón variable deárea de una hoja fina al volumen.
S. Un esfuerzo de ruptura uniforme bajo compresión.
DISEÑO DE UNA CONSTRUCCION EMPAREDADO.
Los objetivos usuales para el diseño de un emparedado son entre
otros, los de: reducir el peso, incrementar la rigidez, reducir costos,
alcanzar la limpieza aerodinámica, un acabado más atractivo, reducir
la reflexión de la nariz, maximizar o minimizar la transferencia de
calor, incrementar la durabilidad bajo una exposición de una energía
1•
- 56
1

1
acústica. El problema del diseñador es observar cuidadosamente el comporta
miento del material, como por ejemplo, obtener las cargas interiores
u
y exteriores, las partes que tienen una pequeña o gran transmisión de
a carga, etc., todo bajo fuerzas o deflexiones, el contorno, el peso y
1 el costo. Dentro de las pocas sugerencias que se deben tomar en cuenta
1
se tienen:
Entender la secuencia de fabricación y sus métodos.
Emplear el panal de abeja adecuado.
Simplificar el maquinado por medio de sumas estructurales en post pe
u
gado.
1
4) No vacilar para emplear diferentes métodos de unión en la misma par-
te.
1 5) Emplear remaches y tornillos para la transmisión de cargas.
6) Emplear en capas cuando sean necesarias, en lugar de una capa mas pe
1
sada sobre una parte entera.
1
ir
1
11
1
1
1
57

REQUERIMIENTOS DE DISEÑO, MODOS DE CARGA Y FATIGA
Las estructuras emparedado deben ser diseñadas tomando en cuenta
lo siguiente:
a) Las cargas deben ser lo suficientemente anchas para soportar
los esfuerzos de tensión, compresión y corte, inducidos por el diseño
de carga.
En
!iiiiiiiniIuiUi
REQUERIMIENTOS DE DISEO.
FIGURA No,, 23
58

b) El corazón debe resistir el corte y el adhesivo tener fuerza
suficiente para transmitir los esfuerzos de corte dentro del corazón.
REQUERIMIENTOS DE DISERIO.
FIGURA No. 24
c) EL corazón debe ser lo suficientemente grueso y tener el módulo
de corte suficiente para prevenir en todas partes el pandeo del emparedado
bajo carga.
REQUERIMIENTOS DE DISEÑO.
FIGURA No. 25
59.

d) Los módulos de compresión del corazón Ni de las caras deben ser
suficientes para prevenir el arrugamiento de las caras bajo cargas.
r
1
1
1
REQUERIMIENTOS DE DISENO
FIGURA Nó. 26
e) El corazón de las celdas debe ser lo suficientemente pequeño
para prevenir hoyuelos en las caras bajo cargas.
REQUERIMIENTOS DE DISEiO.
FIGURA No 27
L 60
p

El corazón debe tener la resistencia a la compresión para resistir
roturas por medio de cargas de diseño en actitud normal en las caras
del panal o por esfuerzos de compresión inducidos por una flexión.
Mí
REQUERIMIENTOS DE DISENO.
FIGURA No. 28
La estructura emparedado debe ser lo suficientemente flexible
y rígida al corte para prevenir deflexiones excesivas bajo cargas de
di seño.
REQUERIMIENTOS DE DISEO.
FIGURA No. 29
61

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1
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ACCESORIOS Y ORILLAS FINALES DE LOS PANELES
La experiencia ha demostrado que uno de los ms molestos y posiblemente
la parte mas crítica para el diseño de una buena estructura emparedado,
es el desarrollo y selección de los accesorios u orillas finales de
los paneles. La orilla final sirve para muchos propósitos o tiene requeri-
mientos especiales:
L cta como vinculo o soporte estructural.
L . Permite a dos paneles ser unidos en forma recta o formando ángulos.
Incorpora una bisagra o puede ser desmontable.
Provee protección a las orillas contra daños por impacto.
Sella la unión del panel.
Provee una superficie lisa en la extensión de las caras.
mí Es decorativo.
La creación o selección de una orilla final está en función de la
opinión de como va a ser fabricado el panel, para lo cual hay dos opciones:
62
u

Li
medio de interiores y exteriores (Co-Fab y Post-Fab).
Muchos de los emparedados son pegados por calor o presión, por tanto,
cualquier orilla (tapón) el cual tenga superficies levantadas o depresiones
pueden o no ser incorporadas al panel fci1mente, puede requerirse un
maquinado especial o instalar para alinear las orillas y mantener las
tolerancias deseadas, por esta razón los Post-Fab son los ms comúnmente
empleados en paneles lisos. (ver figura No. 30)
Los paneles en emparedado con superficies curvadas, o con secciones
estrechas o cualquier otro detalle que impida el pegado a presión, son
generalmente hechos por el curado en una autoclave o bolsa de vacio
puesta sobre la parte. En cada caso, en especial el pegado, es necesario
maquinar para dar el contorno deseado, este maquinado sirve para preparar
la incorporación de un Co-Fab con solo una pequeña suma al costo o comple-
jidad. (ver figura No. 31)
En la siguiente figura, se muestran algunas orillas finales de ambos
tipos, así como también se muestra una variación de complejidad en el
soporte, según su técnica de fabricación.
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Co
Fab de un solo
disparo al
Adherido
emparedado
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Post - Agregado o
Fab adherido
al
emparedado
ORILLAS ANALES TIPO CO - FAS y POST - FAB
FIGURA No. 30
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VARIAION DE LA COMPLEJIDAD EN EL SOPORTE
FIGURA No. 31
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TABLA No. 4
DISENOS TIPICOS DE ORILLAS FINÁLES
POST—FAB 1 CO—FAB
Soporte siMle, con extru— De bajo costo Madera, es-
alo-puMa o particula esta nnon especiat, el panel es—
liso por uno de sus lados. jadas y pegadas dentro del-
LJ
panel; o en su defecto Mate
riales solidos de alta re--
sis te nc la.
Fuerte y de bajo costo, --
usando un angulo estandard,
Fuerte y de bajo costo, el
corazon esta pegado al ca--
reMachado y pegado popular. nal para sumar la resisten—
1 1 ILTflE[]i sia.
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Extrusion espacial o ie--
zas fundidas pegadas a pa—
nel, rueden incluirse capas
Ii 1101
Muy fuerte, de superficie-
lisa, pero Mucho Mas costo-
sa,
de retuerzo.
De bajo costo, canal SiM-- Resistencia Moderada, cos-
pie, Eueden ser conforMadas
al reedor de curvas y es--
tosisiMa, requiere una ru a
(guia) en el panal.
t, 7131 quinas.
Orila lisa, forMa especial Extrusiones Moderadas espe
el corazon esta pegado aen
las piernas de la extrusion.
ciales sin ?ue este proyec-
tado as al a de los lirii--
tes superior e inferior.
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to, para paneles MUY elga—
Orilla final biseada bue
na para fibra de vidirio --
dos puede estar curvado y - prepreg en superficies cur-
JJJJ tener piernas. yadas.
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Angulos estand?rs para pa—
neles gordos de bajo volu--
Men, reMachado y pegado en—
De bajo costo sin riezas -
extras, foriado taM ien en-
otros casos con un solo la-
do.forMa popular.
65

t
ii
Se tienen asi mismo muchas opciones para unir paneles entre si formando
esquinas o ángulos, o en forma recta como se muestran en las siguientes
figuras, en donde se aprecian diferentes tipos de acabados. (ver figuras
Mf
32 y 33).
t1111!i11!
INiHii!OhiiII
11POS DE ACABADOS EN
LAS ESQUINAS (
ESPECIALES)
FIGURA No. 32 FIGURA No. 33
Igualmente se disponen de paneles unidos en forma recta, sujetados y
reforzados por medio de afianzadores (pernos o remaches). (Ver figura
No. 32A. Hay una variación del anterior formando en este caso un ángulo
de 900. (Ver figura No. 32B. Se puede contar con la unión de dos panales
pegados por medio de un refuerzo en I. (ver figuras No. 32C y 32D.)
66
Lú

Se muestran en las figuras 32E, 32F, 32G y 32H, uniones en escuadra
pegada y reforzada por medio de pernos o remaches, redondeada, en escuadra
r y escuadra pegada respectivamente y en las figuras No. 33A, 33B, 33C
y 33D se muestran uniones especiales con ingeniosas formas de unión.
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PLACAS DE REFUERZO
Las placas de refuerzo (ver la siguiente tabla) son revestimientos
de refuerzo colocados dentro o sobre los paneles emparedado en áreas
consideradas con altos esfuerzos, una placa no solo distribuye altas
fuerzas locales sobre una área grande, sino también en forma gradual
tanto como sea posible.
También una placa de refuerzo puede ser incorporada en las orllas
finales durante el pegado del panel o en forma posterior, y puede ser
interna o externa; sin embargo, noté que las placas internas generalmente,
requieren un maquinado extra, una excepción puede ser cuando los revesti-
r
mientos son usados y las capas externas son simplemente sumadas y curado -
previ o.
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PLACAS EN LOS PANELES ( EMPAREDADO)
Se tienen placas en uno o-
aMbos lados.
Se requieren cortes de ah
vio en el corazon del panal.
INTERNO
Taiibien si requiere un am-
plio espacio libre para la-
colocacion de la placa para -q----'- -
la suma del espesor del ad-
CO-FAB
INTERNO
hesivo.
Se colocan las placas en -
lado por Medio de una "bol-
sav se cocuran los refuer
MEMO
Las placas son pegadas en-
uno o en ambois lados del
panel, sujetos por Medio de -.
remaches.
POST-FAB
CTERNO -- -
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TABLA No. 5
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69

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1
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1
LA REVOLIJCION DE LAS FIBRAS DE CARBON
1
En el tiempo en que surgieron los materiales compuestos de fibras
de carbón en la industria aeroespacial, no era nueva la idea de los
compuestos, las resinas epóxicas y la fibra de vidrio se hablan estado
usando en radomos y otras estructuras secundarias como carenados. A
consecuencia de esto, se ganó cierta experiencia en todos los procesos
esenciales de esos materiales, como su corte, colocación de las fibras,
maquinado y procesos de curado.
El moldeado de piezas separadas y su subsecuente unión con adhesivos
fue prácticamente imposible y esto se comprobó plenamente debido a la
variabilidad dimensional y a la gran resistencia a la flexión (rigidéz)
de los compuestos de fibra de carbón durante el control de su unión
• con adhesivos. El afianzamiento mecánico de las piezas separadas es
atractivo, pero las fibras de carbón han probado ser dificiles y caras
de perforar y el número de los afianzamientos se debe mantener al minimo.
N
70

L
Se han investigado otros métodos de afianzamiento mecánico pero ninguno
de ellos ha resultado satisfactorio.
Las partes de fibra de carbón para planeador se pueden dividir en
estructuras primarias y secundarias. Las secundarias se pueden lograr
uniendo con adhesivos las pieles totalmente curadas a núcleos de panal
como el llamado NOMEX, lo cual ha sido posible gracias a que las pieles
que se han utiizado han sido relativamente delgadas.
bu
Las estructuras primarias incluyen las cajas de alas con partes
unidas con pernos o formadas con un proceso de curado previo. Una caracte-
rstica importante de este proceso, es la necesidad de mantener una
r estabilidad perfecta dentro de la estructura por medio de insertos o
barras. La colocación y alineamiento de las fibras de carbón, particular-
mente en estructuras primarias, ha resultado dificil de automatizar
y todavia requiere una cantidad significativa de mano de obra.
Los compuestos de fibra de carbón deben ser inspeccionados totalmente
después de su fabricación; proceso que se estima incremente su costo
en un 25%.
El monto que se debe destinar a las grandes autoclaves requeridas
para la manufactura de piezas importantes del planeador, dominan la
t.
inversión de capital en compuestos de fibra de carbón y la tendencia
es hacia sistemas grandes y de propósitos múltiples, con ciclos de curado
1
programab les.
El porcentaje de mano de obra requerido para los diferentes procesos
de fabricación de estructuras con compuestos de fibra de carbón es
71

L
uno de los principales problemas. El corte, la identificación de piezas
laminadas y el colocado de varias decenas de placas laminadas en una
gran variedad de direcciones, requieren de mucha atención y habilidad.
- La inspección en todas las etapas es un parámetro esencial. La utilización
de procedimientos automáticos ha producido cierta reducción de costos,
pero en general se reconoce que una reducción de costos en la fabricación
de estructuras primarias complejas, no van a ser posible mientras no
se reduzca el número de partes a ensamblar por medio de las técnicas
de coadhesión y curado previo.
TITANIO SPF/DB (SPB/DF Superplastic forming and difussion bonding).
La técnica SPF/DF en láminas metálicas puede verse como el intento
mas importante para fabricar estructuras de titanio con hojas metálicas.
Después del surgimiento de Ti-6A1-4V en forma de láminas soldables,
de calidad aeroespacial y performancia excelente, se reconoció que este
r
material era también superplástico y que se podía unir metálicamente. Ambos
procesos ocurren aproximadamente a la misma temperatura. Se procura que
el proceso de Ti-6A1-4V se realice en prensas calentadas o en moldes
a temperaturas de 950°C. El procedimiento establecido requiere una
inyección secuencial de gas inerte para inflar y formar las hojas de
metal que se han vuelto plásticas a esa alta temperatura. El proceso
de formado permite que se trabaje con diversos grados de complejidad
y frecuentemente se le clasifica como nivel 2, 3 ó 4, según el número
de hojas que se colocan en la prensa.
Las características importantes que tienen los componentes creados,
por este proceso se derivan del hecho de que pueden producir partes
72

monolíticas muy complejas. En algunas aplicaciones muy selectas se
obtienen ahorros en peso y costo considerables. Los componentes tienen
como característica importante su uniformidad geométrica. La utilización
del material es también alta y se puede mejorar con el uso de preformas
apropiadas.
Los procesos de soporte constituyen en promedio el 60% del costo
de manufactura de un componente de SPF/DB, y por eso se ha dado considera-
ble enfasis al desarrollo de procesos de soporte eficientes y bajo costo.
En general, los procesos de apoyo dan una producción rápida de componen
tes no terminados que pueden aguntar mas de un prensado. Actualmente
se tiene una relación de cuatro celdas de prensado por una unidad de
proceso de soporte.
El desarrollo del SPF/DB parece ofrecer grandes perspectivas en
el diseño y automatización controlados por computadoras.
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ENLACE ENTRE PROVEEDOR Y USUARIO
Las ventajas de que el proveedor y el usuario, así como los qrupos
de soporte, trabajen u n i d o s han sido visualizados por muchas personas.
L. Es importante que haya una comprensión total de los objetivos de cada
r quien y de los niveles de compromiso entre los grupos. Una atmósfera
en la que aprecie el interés de cada uno, puede ser productiva y esto
ha quedado ilustrado con los ejemplos presentados. Todos los programas
se han conducido sin utilizar convenios de uso exclusivo y los proveedores
tanto de materiales como de plantas o equipo han estado interesados
en encontrar los mercados mas amplios posibles, tanto dentro del aeroespa-
cio (a escala internacional) como dentro de una amplia economía.
Los participantes deben conocer como están influenciando a las decisio-
nes estas consideraciones. La British Aerospace se ha propuesto crear
una voz única que dé una indicación autorizada de los niveles reales
de compromiso y hacia donde están dirigidos dentro de la propia compañía.
e. 74

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FIGURA No. 34

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Dentro de estos convenios de colaboración se ha probado que se puede
- desarrollar un alto nivel de concientización de mayor valor que el costo
total del desarrollo e introducción de nuevos materiales.
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ALAS PARA EL SIGLO 21
Los investigadores de la Compañía Textron Aerostructures, han analizado
el proceso de diseño de alas con la idea de aumentar su resistencia,
su vida útil por fatiga y su confiabilidad, reduciendo al mismo tiempo
su peso y costo.
Un análisis superficial del diseño actual de alas revela algunas
áreas susceptibles del mejoramiento.
Las alas convencionales requieren numerosas partes y en consecuencia
un excesivo tiempo de armado.
La subutilizada capacidad estructural del ala (sobrecompensando
por fatiga, inestabilidad de tableros y consideraciones de impacto por
rayos) equivale a agregarle un peso innecesario. La multiplicidad de
partes y de orificios para afianzadores, ofrece una mayor posibilidad
de fugas en tanques integrales de combustible y aunque ya se están utilizando
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ATt EZADOR • J
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COMBINACIONES1
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CONFIGURACIONES
TIPICAS EN VIGAS
DELANTERA Y
TRASERA
LA CONSTRUCCION BASICA DE LAS ALAS NO HA CAMBIADO MUCHO DESDE LA
SEGUNDA GUERRA MUNDIAL
FIGURA No. 36
79

h.
Ii
nuevos compuestos avanzados en estructuras de aeronaves.
Una forma de analizar las alas, es examinar la estructura en términos
de los esfuerzos que experimenta. Dado que cera del 60% del peso de
una ala típica, se compone de cubiertas del ala (pieles superior e infe-
rior), representan una parte prominente del criterio de diseño. El
máximo esfuerzo en la superficie superior del ala de un avión comercial
es de aproximadamente 450 mPa. (Mega Pascals) y el factor de diseño
predominante es a la compresión. El diseño de la superficie inferior,
que está en su mayor parte a la tensión, está gobernando principalmente
por consideraciones de fatiga, con niveles normales de esfuerzos en
el rango de 70 a 140 mPa. (Mega Pascals), para envolventes de vuelo
de aviones comerciales.
Un diseño del ala propuesta tiene la superficie superior optimizada
para todas las condiciones de carga posible a lo largo de toda el ala.
En este enfoque particular, la superficie superior del ala tendría incorpora
- dos tres diseños separados, cada uno tomando en consideración el hecho
de que las cargas de compresión aumentan desde la punta del ala hacia
la raíz. En la sección inferior, donde hay una gran carga axial, se
r usaría un diseño de rejilla (Waffle) • La rejilla estaría reforzada
localmente para soportar los esfuerzos de cizalla concentrados que se
L encuentran en ciertas zonas de ala, como en los soportes de motor.
En la sección intermedia de la superficie superior de esta ala optimi-
zada se podría usar un diseño tipo Iso-rejilla(Waffle). Esa es el área
del ala en la que la estabilidad del tablero es crítica y el diseño
tipo Iso-rejilla(Waffle) es muy adecuado. Con este diseño, el número
80

de partes y de orificios para afianzadores se puede reducir considerablemen
te. La fabricación se simplifica porque requiere una sola operación
de "formado" en lugar de tener que formar atiezadores y tableros individua-
les. Este enfoque permitiría completar los tableros que se fueran a
fabricar, utilizando una sola operación de maquinado. De la mayor importan
cia es que los costos se reducieran al 50% en comparación con los de
los métodos actuales.
La sección exterior de la superficie superior del ala está sometida
solo a esfuerzos ligeros, por lo que se puede optimizar alargando el
espacio entre costillas. Los diseños actuales tienen un espacio de
50 a 60 cm. entre costillas mientras que imaginando esa porción del
ala, ese espacio podría ser hasta de 125 cm.
No hace mucho tiempo, la maquinaria para producir tableros de ala
de 5 hasta 20 metros de largo con tolerancias de 0.01 cm. era desconocida.
También la tecnología del procesamiento de materiales no había alcanzado
un nivel de madurez que pudiese permitir una producción repetitiva y
P.
precisa de materiales ligeros y de alta resistencia para aplicaciones
en estructura primaria.
Pdemás de la maquinaria de alta precisión y controlada por computador,
que es ahora herramienta común en la industria aeroespacial, el proceso
que ha permitido la fabricación de grandes estructuras es el "formado"
en autoclave.
Hasta que esta fabricación se desarrolló, una de las técnicas dominan-
tes de "formado" utilizadas en la fabricación de secciones de tableros
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1
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REFORZADOS LOCALMENTE PARA INTRODUCCION DE CARGA. LA SO - REJA SE USARlA EN LA SECCION
MEDIA DE ESTABILIDAD CRITICA.
EN LA SECCION EXTERIOR EL ESPACIO ENTRE COSTILLAS PODRIA ENSANCHARSE SIGNIFICATIVAMENTE.
LOS CORTES SE TENDRIAN QUE REFORZAR.
FIGURA No. 37
E
82

de ala fue la llamada "golpeado en caliente". En este proceso, una
superficie pequeña (de cerca de medio metro cuadrado) era calentada
r
movida hasta quedar debajo de martillos formadores y posteriormente
L prensada a la forma deseada. Esto requena de cientos de "golpes" para
formar un tablero completo. Además de ser este equipo relativamente
sofisticado, el proceso dependia en alto grado de la habilidad del opera-
dor.
Una alternativa para este proceso es el "formado" por crecimiento,
a
- en este proceso la pieza se hace llegar a la forma especificada durante
un tratamiento térmico, cuando el material está suave, dejando que la
pieza releve tensiones y "crezca" o se "arrastre" hasta alcanzar el
- contorno deseado. Es por esto que la pieza terminada presenta muy pocos
esfuerzos residuales, lo que tiende a disminuir los pliegues que pudieran
ocurrir durante el post maquinado, el armado o ya en servicio.
Con el formado por "expansión- tiempo" o "arrastre" se obtienen
partes de superficies lisas y contornos repetibles. La maquina herramienta
controla el contorno del tablero permitiendo que sea el mecanismo el
que corrija cualquier discrepancia que pudiese aparecer.
Los diseñadores reconocieron que si se quena "formar" partes complejas
grandes de varios grosores y contornos, como tableros de alas por el
W. proceso de "expansión-tiempo" (arrastre), tendrían que hacersele primero
algunas mejoras.
Estas mejoras, las proporciona el formado por "expansión-tiempo
en autoclave". Recientemente, se han construido autoclaves muy grandes,
de 27 metros de longitud y 5 metros de diámetro, que pueden contener
a.
83

1
r
tu
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ALA DE UN AVION COMERCIAL GRANDE PREPARANDOSE PARA SU FOR-
NADO EN AUTOCLAVE
FIGURA No. 38
MAQUINA HERRAMIENTA CON DOBLE PORTA - BROCA/FRESA
FIGURA No. 39
84
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u
Ir
u
kw

en su interior los grandes tableros que se están fabricando para superfi-
cies superiores de alas.
El proceso de formado por autoclave empieza con una herramienta
hembra, con un contorno sobre formado, esto permite un respaldo. Una
P
parte plana maquinada se coloca sobre la herramienta hembra y el conjunto
se introduce en el autoclave. Al aplicarse presión a temperatura ambiente,
el tablero se empieza a formar a diferencia de otros métodos al aplicar
presión, como el de sujeción mecánica, el formado en autoclave aplica
una presión uniforme sobre la superficie total del tablero.
En cuanto se aplica calor, el tablero se empieza a suavizar, lo
que facilita su formado. El ciclo de temperatura "envejece" a la parte
hasta que adquiera la dureza deseada, permitiendo al mismo tiempo que
la pieza se expanda al efectuarse lentamente la fusión dentro del contorno
de la herramienta hembra. Durante todo el ciclo de envejecimiento,
el tablero se sigue expandiendo, relevando con esto sus esfuerzos internos
r de formado.
p Como se observó anteriormente, la superficie inferior del ala represen-
ta un reto para el diseñador. Las pieles inferiores de ala se diseñan
estáticamente para soportar los máximos esfuerzos de flexión. Sus caracte-
risticas de fatiga son de la mayor importancia para su diseño. Aunque
L el material de 414 lamPa,seleccionado pueda sosportar un esfuerzo
práctica normal en la industria es diseñar la piel del ala solo 170
mPa, debido a la preocupación por los efectos de fatiga.
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'u ESFUERZO MÁXIMO EN LAS SECCIONES INTERIORES DEL ALA.
FIGURA No. 40
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CAJAS DE ALA IZQUIERDA Y DERECHA DEL AVION GULFSTREAM G-IV EN
UN PROCESO DE FIJACION
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FIGURA No. 41
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Una forma de lograr reducir los esfuerzos, es incrementar el espesor de
la piel, pero esto trae como consecuencia el aumento del peso de estructura.
En algunos diseños de piel inferior de ala, se utilizan afianzadores
[ apropiados para interferencias y los barrenos para fijarlos son trabajados
en frío para reducir la posibilidad de que se inicie una grieta por
fatiga. La idea es hacer el barreno a un diámetro ligeramente menor
que el del afianzador para que al insertar éste, aplique una compresión
a la piel que lo circunda. Si el tablero está trabajando a la tensión,
lo cual es el trabajo principal de las pieles inferiores y el afianzador,
aplica una compresión igual alrededor del barreno, entonces por naturaleza
[
no hay carga en el barreno.
Los diseñadores han investigado una gran variedad de materiales
para su posible utilización en pieles inferiores de ala.
El ARALL es un material laminado de ARAMID y aluminio fabricado
por la compañía ALCOA, cuyas características lo hacen apropiado para
usarse en superficies inferiores de ala, ya que sus fibras unidireccionales
tienen su mayor resistencia a la tensión y este esfuerzo es el principal
en la piel inferior del ala.
Debido a que el ARALL esta constituido por placas alternadas de
aluminio y fibra de ARAMID, la propagación de grietas queda eliminada.
Pa
Como las grietas por fatiga tienden a propagarse en dirección perpendicu
lar al máximo esfuerzo principal para obtener el mayor beneficio del
uso de ARALL, las fibras unidireccionales deben ser orientadas --
r
88
L

1'
00
en la misma dirección del máximo esfuerzo principal.
En condiciones normales, al ARALL se le considera como insensible
r a la fatiga. Puede ser maquinado, formado y taladrado fácilmente y
tiene una gran tolerancia a danos. Sus laminas pueden unirse con adhesivos
y curarse sin sufrir degradación estructural.
El aspecto que hace al ARALL más atractivo para esta aplicación
en particular, es el hecho que las superficies inferiores de ala actuales
están trabajando a solo una mínima parte de su potencial. Si el ARALL
se pusiera a trabajar solamente a la mitad de su potencia, el espesor
L de las superficies de alas se podría reducir y se obtendría un ahorro
significativo (estimado en un 20 a 30%). Sin embargo, existen todavía
algunas dudas sobre como se comportaría con las cgas (esfuerzos) que
se tienen en el servicio operacional.
Otro material que se espera que tenga gran aplicación en áreas especí-
ficas en el diseño de alas, es el aluminio-litio. Este material está
encontrando aplicación en una variedad de elementos estructurales aeroes-
paci ales.
Una posible zona de empleo en el diseño de alas de aeronaves, es
en el borde de ataque, específicamente en las costillas con nariz en
forma de letra "D".
L
1
89

L
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Además de su reducida densidad (cerca de 10% menor que la de aleaciones
de aluminio convencionales), tiene una excelente capacidad a la fatiga
(de 2 a 3 veces la de las aleaciones de aluminio convencionales), y
alta resistencia a las fracturas. Se estima que una sustitución de
r aluminio-litio por aleaciones de aluminio convencional rindan un ahorro
en peso del 7 al 10%.
Otro factor a favor del aluminio-litio es que mucho del equipo que
se requiere para fabricarlo ya se tiene, por lo que solo se necesitará
hacer un pequeño gasto en equipo nuevo.
Los analistas coinciden en afirmar que el aluminio seguirá siendo
L el material predominante en la fabricación de aeronaves en el futuro
previsible (el 50% en peso). También esperan que los materiales compues-
tos tendrán un papel principal, con aproximadamente el 30% del peso
de la aeronave. Sin embargo, materiales como el ARALL y el Aluminio-litio -
seguirán ganando importancia conforme se vayan encontrando aplicaciones
especificas, entre las que muy probablemente se hallaran elementos estruc-
turales críticos de alas.
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1
1
90
L

L
(
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u
MATERIALES UTILIZADOS EN CONJUNTOS DE FRENOS DE LAS AERONAVES COMERCIALES.
L
Desde que se diseñaron los primeros aviones, hubo necesidad de contar
con un sistema que absorbiera la energía cinética de la aeronave durante
el aterrizaje y en ciertas condiciones al despegue.
[ Estos sistemas evolucionaron desde un simple patín de cola o muelle,
pasando por los conjuntos de frenos de un solo disco con una pasta o
zapata similar al de los automóviles, hasta los complejos sistemas de
• frenado actuados con presión hidru1ica y discos múltiples (siete etapas
estatoras y rotoras) que absorben la energía cinética de los aviones
mas grandes que existen actualmente, como ejemplo: El avión Douglas
DC-lO en caso de un despegue abortado genera una energía de
• 450 x 10 6 Lbs-pie, a aproximadamente 1100°F de temperatura.
u
Los materiales utilizados en los conjuntos de frenos diseñados para
aeronaves hasta mediados de la década de los 80, había sido acero,
aluminio y aleaciones de distintos metales, el aluminio se utilizó en
91
L

1
MM
el alojamiento de los pistones actuadores; el acero forma la parte mas
robusta del conjunto, debido a que de este material están compuestos
principalmente El tubo de torsión, el plato trasero, los discos y algunas
pastas o zapatas. Finalmente el elemento friccionante que mas se gasta
son las pastas o zapatas compuestas por una aleación trimetálica (acero,
cobre y bronce) más suave que las de acero.
En nuevos diseños de conjuntos de frenos se utilizan materiales
como: aluminio, acero y carbón. Estos nuevos diseños trabajan con el
mismo principio de los anteriores, pero sustituyen la utilización de
los discos compuestos de carbón, aligerando el peso de cada conjunto.
Como ejemplo: un freno de Airbus A320 peso hasta 72 Kgs. menos que
el de un B727, satisfaciendo las mismas necesidades energéticas.
Actualmente, las Autoridades Aeronáuticas están restringiendo la
vida útil de los frenos en aviones con pesos máximos de 34000 Kgs. aplican-
dodirectivas de aeronavegabilidad para disminuir el desgaste permisible
de los frenos en estos aviones, resultando afectados principalmente aquellos
•que tienen frenos de discos con pastas o zapatas trimetálicas, por lo
que el costo de operación en este tipo de frenos se ha incrementado
hasta un 30%. Como ejemplo, se tiene el caso de los aviones Douglas
DC-lO, en el que se redujó de 1000 a 400 aterrizajes por vida.
1
L
92
1

CABEZA O ALOJA--
MIENTO DE PISTO-
NES (ALUMINIO)
DISCOS ROTORES
(CARBON)
DISCO O PLATO
DE PRESION
(CARBON/ACERO)
,0
ATTACHMENT
TORQUE
TUBO DE TORSION
(&CERO)
PLATO TRA
SERO (ACE
RO) -
DISCOS ESTATORES
(CARBON)
PI STON
CONJUNTO DE FRENOS DEL AVION A320
(DISCOS DE CARBON)
FIGURA No. 42
93

PI STON
TUBO DE TOR-
SION(ACERO)
0
CABEZA O ALOJA-
NIEN1
NES
CONJUNTO DE FRENOS DEL AV ION B727
(DISCOS DE ACERO Y PASTAS TRIMETALICAS)
FIGURA No. 43
PLATO DE PRESION (ACERO)
SLABONES DE ACERO
ISCOS ESTATORES (ACERO)
ISCOS ROTORES (ACERO
PASTAS TR IMETAL 1 CAS)
PLATO TRASERO
(ACERO Y PASTAS
TRIMETALICAS)
t-jff~ PASTAS TRIMETALICAS
DISCOS ROTORES
(ACERO Y PASTAS
TRIMETALICAS)

L
CARACTERISTICAS DE FRENOS
i.
p
FRENO METAL ICO
B727
Peso 138 Kgs.
Costo conjunto $21 ,314 USD
Costo Rep. Mayor $3,300 USD
Número de aterrizajes 450
Costo aterrizaje $7.40 USD
Material 6 Discos rotores
Principal 5 Discos estatores
* Material de fibra de carbón.
FRENO DE MATERIAL
COMPUESTO A320
76 Kgs.
$24,185 USD
$1,120 USD
1,000
$2.24 USD
* 5 Discos rotores
* 4 Discos estatores
Los materiales compuestos a base de carbón usados en aplicaciones
de discos de frenos son importantes porque un solo material sirve como
superficie de fricción, absorbe el calor y es parte estructural del
freno. En consecuencia y por lo que hemos visto anteriormente, estos
materiales deben tener un amplio rango de propiedades, la densidad debe
ser lo suficientemente alta para absorber la energía cinética de los
aviones actuales, pero lo suficientemente baja para poder ser considerados
como material aplicable en la industria aeronáutica actual, en la que
peso significa pesos extras (mayor costo de operación).
u
1
1
95
L

MATERIALES UTILIZADOS EN MOTORES TURBORREATRES DE LPS AERONAVES COMERCIALES
El uso adecuado de los materiales compuestos de nueva tecnología
para la construcción de partes de aviones, toma singular importancia
en el diseño y construcción de motores, ya que una apropiada combinación
de los mismos puede llevarnos a lograr los siguientes objetivos:
- Alta integridad estructural y confiabilidad.
- Buena resistencia a daños por FOD.
- Baja emisión de ruido.
- Bajos costos de mantenimiento.
Algunos de estos materiales son descritos a continuación, mencionando
sus principales características y puntos de aplicación:
TITANIO.
Se utiliza en gran parte, debido a su resistencia, bajo peso y su
resistencia a la temperatura y corrosión.
96
L
1
1
1
E
E
1

r -.
TECNOLOGIA PARA REDUCCION DE RUIDO
MOTOR IAE V2500
EMPAREDADO DE PANAL
AREA DE TABLEROS
CON DOBLE ATENUAION
ACUST1COS EN DUCTO
DE RUIDO DE FIBRA DE
DE PASO.
-4
cc
Pp
NIVEL DE RUIDO
RGADA
:oo
EL DE
RUIDO POR AIRE DEL
ABANICO.
COBERA INTEGRA-
)A PARA BAJO
JIVEL DE RUIDO
)ELAIRE DE
ESCAPE
CAMARA DE COMBUSTION ESPACIO ENTRE ASPAS /
DE BAJO NIVEL DE RUIDO ALABES PARA BAJO
NIVEL DE RUIDO POR
TURBINA
FIGURA No. 44

ASPAS DE TITANIO
EN ETAPAS 3 A 8
CUBIERTA TRASERA
EXTERIOR DE
BIERTA
/11
( VANADIO
TITANIO FORJADO)
FUNDIDO /
/-
PIELES DE
TITANIO CON
NUCLEO DE
PANAL DE
11TANIO
ALABES Y
ASPAS DE
TITANIO
TITANIO
r—i r—i r-i ia ri ti ri r—i ri r ri ri r"t r
MOTOR V2500
MATERIALES DE LA SECCION FRIA
TITANJO ALUMINIO
TITANIO
kn
co COMPUESTO
HULE
TITANIO
TAMBOR DE
TITANIO
-
il~
S M50 ALABES ESTATORAS
DE 1NCO 718 EN
TODAS LAS ETAPAS
/
TAMBOR
DELANTERO
DE TITANIO
/ ASPAS DE ETAPAS
/ 9 A 12 DE 1NCO
/ 718
EN CUBIERTA TAMBOR
INTERIOR DE TRASERO
LA ETAPA 7 DE 1NCO
718
FIGURA No. 45

El El peso de titánio representa aproximadamente el 55% del peso del
acero, pero su resistencia es similar, misma que puede soportar altas
temperaturas aproximadamente 500°C. Su resistencia a la corrosión ambien-
tal es inigualable por cualquier otro metal. Otra propiedad importante
r es su bajo coeficiente de expansión térmica, lo cual lo hace superior
al de otros metales estructurales.
Sus principales aplicaciones en los motores de nueva tecnologia
OW
es en la fabricación de álabes rotores y estatores de compresor y en
cubiertas de módulos de compresor y turbina, también se utiliza en la
fabricación de panal de abeja (Honeycomb) para la elaboración de álabes
de abanico huecos (FAN).
ALEACIONES DE ALTA TEMPERATURA.
Debido a las necesidades de obtener metales capaces de soportar
las extremadamente altas temperaturas, generadas en las cámaras de combus-
tión de los motores turborreactores, as como por la fabricación del
L aire a velocidades supersónicas, se hana producido aleaciones compuestas
principalmente de niquel, cobalto, cromio, molibano y titánio, las cuales
son altamente resistentes al calor y la corrosión, y capaces de mantener
su resistencia a la tensión a temperaturas que van de los 550°C a los
1200°C.
Algunas de las mas usadas en la actualidad son las del tipo INCO
y HAYNES, empleadas en la fabricación de las paredes exteriores e interio-
res de la cámara de combustión, álabes rotores y estatores de turbina, ala-
- bes guias de turbina y otras partes de sección caliente de motores.
t 011
L

Po
El uso de resinas plásticas en la aviación, ha hecho posible desarro-
llar estructuras no metálicas que frecuentemente son superiores a algunos
metales en su relación resistencia/peso, resistencia a la corrosión,
1
facilidad de fabricación y bajo costo. Es por ello que se han utilizado
• para la fabricación de superficies de control y fuselados, como en el
caso del cono "SPINNER" del abanico del motor. También son ampliamente
utilizados como supresores de ruido.
r
El uso de materiales cerámico ha ido creciendo dentro de la industria
aeronáutica, debido al perfeccionamiento de las técnicas de fabricación
y aplicación. Su principal virtud es la resistencia a altas temperaturas,
por lo que se emplea en la elaboración de sellos y recubrimientos.
Dentro de las técnicas de fabricación de partes de motor, han sido
desarrolladas algunas que hacen que estos sean mas eficientes en su
funcionamiento.
1
- Tecnología del cristal único.
- Provee una alta resistencia por lo que se emplea en la fabricación -
de álabes de turbina de alta, con lo que se puede obtener un mayor -
alargamiento (b/c) para un flujo mayor en un diámetro pequeño.
También se obtiene una alta capacidad de temperatura, por lo que se
pueden tener mayores temperaturas a la salida de la cámara de combus
tión y una mayor vida útil.
100

- Discos de polvo metálico (aleación de Niquel-cobalto).
Una mayor resistencia, bajo peso y mayor vida útil, son los resulta-
dos de esta técnica.
El diseño de los discos de turbina está limitado por el tamaño del -
máximo defecto posible, por lo que la mayoría de los discos de turbi
na fabricados en forja, son de un tamaño y peso tal que cualquier de
fecto interno no cause la falla del disco. Con la técnica del polvo
metálico se asegura que ningún defecto pueda ser mayor que la partí-
cula metálica mas grande.
Esto significa que su diseño puede ser mas ligero y fuerte, lo cual
hace que se pueda operar a altas velocidades y mejorar la eficiencia
a
de la turbina.
- Sellos de cerámica de la turbina de alta.
Como se mencionó en los materiales cerámicos, el uso de éstos en la
fabricación de sellos desgastables, combinado con la aplicación de -
recubrimientos abrasivos en las puntas de álabes de turbina, reducen
las tolerancias entre álabe/sello y esto permite reducir las pérdi--
a das y aumentar la eficiencia y disminuir el consumo de combustible.
El,
1
L
101
L

Desarrollo tecnológico en materiales usados en grandes aviones turborreactores comerciales

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